Принципы noniтa
Навиrаqионные nриборы
Уnравпение самопётом
Принятие реwениl в nоаёте
"""елевом" всi" uo неоlход,,мо
![]()
![]()
31f8JЪ DJQOМ)' IIUOJJI


УДК 956.7
ББК 39.53
368
Настоящее издание представляет собой перевод официального издания
Федерального управления гражданской авиации (FM) «The Pilot's Handbook of Aeronautical Кnowledge». Перевод с английского языка выполнен Издательским домом «Осоавиахим».
Книга «Энциклопедия пилота» является некоммерческим проектом.
Все средства, вырученные от продажи книги, будут направлены на создание детско-юношеского авиационного клуба «Осоавиахим».
368 Энциклопедия пилота. Пер. с англ. -М: Осоавиахим, 2011. -476 с., цв. илл.
«Энциклопедия пилота» содержит базовую информации, которую сегодня необходимо знать каждому пилоту. Книга поможет курсантам-пилотам на всех этапах лётного обучения.
Энциклопедия предназначается как новичкам в лётном деле, так и пилотам, готовящимся к получению лётного сертификата более высокого класса.
ISBN 978-5-9902982-1-7 (рус.)
ISBN 1-5602-7750-5 (англ.)
УДК 956.7
ББК 39.53
U.S. Department ofTransportation FEDERAL AVIATION ADMINISTRATION FAA-H-8083-25A
© Перевод на русский язык. Оформление. ИД «Осоавиахим», 2011 г.
Полное или частичное использование материала, в частности, перевод, перепечатка, повторное исполь зование иллюстраций, декламация, транслирование, копирование на микрофильмы или воспроизведе ние любыми друrими способами и хранение в банке данных запрещено.

Небо... Оно всегда завораживало и манило человека.
Кто из нас в детстве не хотел летать? На протяжении тысячелетий люди завидовали птицам и мечтали подняться в воздух.
Современная цивилизация дала нам такую возможность. Скорость развития авиации в ХХ веке поражает. За сто лет она прошла путь от фа нерно-тканевых аэропланов со слабыми моторами, способных пролететь лишь несколько метров, до лайнеров, которые могут доставить вас в лю бую точку планеты, иногда - как в случае «Конкорда» и ТУ-144 - бы стрее скорости звука.
Наверное, у многих из нас во время полёта не раз возникало желание - превратиться из пассажира в пилота авиалайнера.
СССР был великой авиационной державой. Но авиация, как и многое в нашей стране, была предназначена, в первую очередь, для военных целей, и только потом - для всех остальных нужд. Не возникало даже мысли, что простой человек может стать пилотом и иметь собственный самолёт. Да что говорить: самый обычный автомобиль - и тот казался пределом мечтаний.
Конечно, мечту о полёте можно было осуществить и в СССР: существо вали планерные школы, авиаклубы, общество ДОСААФ... Но если у вас были проблемы со здоровьем, пусть даже небольшие, путь в авиацию оставался навсегда закрытым.
Мечта летать была и у меня. С детства я хотел стать лётчиком, но что поделать - были проблемы со зрением. Не найдя прямого воплоще ния, мечта трансформировалась сначала в учёбу на факультете аэро механической и летательной техники МФТИ, а потом в работу в ЦИАМ (Центральном институте авиамоторостроения). Надежды на самостоя тельный полёт почти не оставалось...
В 1993 году я впервые приехал в США. Америка поразила меня разви тием авиационной отрасли. Множество маленьких аэродромов, неверо ятное количество частных самолётов - некоторые по цене сравнимы с хо рошим автомобилем ... Лётчиком может стать любой, независимо от рода деятельности и достатка - было бы желание. Возможность получить ли цензию частного пилота, купить самолёт или взять его напрокат суще ствует для каждого. В США есть даже ассоциация пилотов-инвалидов.
в- Моя детская мечта оказалась намного ближе к реальности, чем мне всегда казалось.
Несколько позже и в нашей стране появились частные авиационные клубы, и небо стало доступно всем желающим.
Я тоже научился управлять самолётом. Никогда не забуду свой пер вый самостоятельный вылет. Необыкновенные, потрясающие ощущения. Искренне желаю испытать такое всем, кто мечтал о небе, но ещё не осу ществил свою мечту.
Мне очень хочется сделать небо ближе для всех. Одна из ступенек на пути к небу - эта книга. Она создана Федеральным управлением гражданской авиации США и в Америке обязательна к прочтению для всех, кто собирается получить лицензию частного пилота.
Мы надеемся, что эта книга поможет как начинающим пилотам, так и тем, кто уже поднялся в небо и хочет летать не только в России, но и в других странах.
У нас огромная страна, большие расстояния, плохие дороги, великие авиационные традиции - короче говоря, есть все условия для развития малой и частной авиации.
Желаю вам удачного полёта.
Хочу выразить благодарность:
Александру Шнайдеру- за аккуратный, вдумчивый перевод.
Игорю Митрюковскому - за труд по прочтению и редактированию этой книги.
Эта книга является некоммерческим проектом. Все деньги, которые нам удастся выручить от её продажи, будут направлены на финанси рование детско-юношеского авиационного клуба «Осоавиахим».
С уважением ко всем,
кто любит небо и не может жить без него,
Юрий Пе,рушенко, пилот-любитель.
![]()
Глава 1. Введение 15
Краткая история воздухоплавания 15
История Федерального управления
гражданской авиации (FAA) 16
Трансконтинентальные авиаперевозки ..............• • 17
Государственная сертификация пилотов и механиков 18
Акт о гражданской авиации 1938 года 18
Федеральный акт об авиации 1958 года 19
Министерство транспорта (МТ) ...•....•.•..•••••••.•••.•.•.•...•..•• •• 19
Автоматизация управления воздушным движением (УВД) 20
Забастовка профессионального союза авиадиспетчеров (РАТСО) 20 Акт об отменегосударственного регулирования
деятельности авиакомпаний 1978 года 20
Роль Федерального управления
гражданской авиации (FAA) •.•......•...••••..•.•••.•......• •21
Кодекс федеральных нормативных документов (CFR) ......• 21
Основные органы FAA 22
Местные отделения 22
Служба лётныхстандартов 22
Местные отделения Службы лётныхстандартов (FSDO) 22
Инспектор по авиационной безопасности (ASI) 23
Рабочая группа безопасности полётов FAA (FAASTeam) 23
Как получить помощь от FM 23
Справочные материалы FAA 24
Сборник аэронавигационной информации (AIM) 24
Справочные руководства 24
Консультативныециркуляры (advisory circulars, АС) 24
Авиационные издания 25
Аэронавигационная информация для пилотов ••..••...•.......•. 25
Извещения пилотам (НОТАМы) 25
Сборникаэронавигационной информации (AIM) 26
Типы и категории ЛА 26
Сверхлёrкие транспортные средства ..............•.................• 26
Класс лёrких спортивных ЛА (LSA) 27
Лицензирование пилотов .••.•.••...•.•.•.•••.•.•.•...•.........•.28
Спортивная лётная лицензия....•...•....•••......• 28
Лицензия пилота-любителя 28
Лицензия частного пилота 29
Коммерческая лётная лицензия .•........•......•.........••........•• 29
Лицензия пилота авиалиний 29
Выбор лётной школы•..••.•...•......•••..•.•.•••••••••••••••••••••30
Как найти хорошую лётную школу 30
Как выбирать сертифицированного пилота-инструктора (СПИ) .•. 31
Пилот-курсант 31
Основные требования...................................................• 31
Требования медицинской сертификации ..................• 32
Условия выполнения пилотами-курсантами одиночных полётов .• 32 Как стать пилотом ••••••...••........••...••••.•.•••••••••••.•••••.•32 Теоретический и практический экзамены 33
Теоретический экзамен 33
Когдаименно сдавать экзамен 33
Где сдаватьэкзамен 33
Практический экзамен 33
Когдасдавать практический экзамен 34
Ктопроводит практическийэкзаменF,.,,,1 34
Функции сертифицированного пилота-инструктора 35
Функции официального пилота-экзаменатора (DPE) 35
Глава 2. Устройство
летательного аппарата 37
Подъёмная сила и основы аэродинамики 37
Основные компоненты•...••••....•............•••..••.......•.• 38
Фюзеляж•.•..••....•.....•...........•.........•.......•..•.•....•.........• • 39
Крылья 39
Апьтернативные типы крыльев 39
Хвостовое оперение.••••...•••..........................• 40
Шасси ..•...•.••.•••..••••.......•.........................••..•.......• 41
Силовая установка .................................• 42
Субкомпоненты ..••••••...•.•....•...•.•...•••.•.•.•••.•••••••.•••••.42
Конструктивные типы самолётов 43
Ферменная структура 43
Моноко•к.•••...••..•.•.•..••••••.••••.........••......••.••...••.•.....•.•••••• 43
Полумонокок 43
Композитная конструкция 44
История 44
![]()
Самолёты из композитных материалов 44
Преимущества композитных материалов 45
Недостатки композитных материалов 45
Утечка жидкости на композитные конструкции 46
Защита от удара молнии 46
Будущее композитных материалов 47
Бортовые приборы: движение в будущее 47
Приборы для контроля параметров движения 48
Приборы управления..................................• 48
Навигационные приборы................•....................••.....• 48
Глобальная система определения
координат (GPS) 49
Глава З. Принципы полёта 53
Строение атмосферы .•.....•......•.•......•......•..•.•••.•••••••53 Атмосферное давление 53
Барометрическая высота 54
Высота по плотности •...•.......................•••.....•.•.•••••••54
Влияние атмосферного давления на плотность воздуха 55
Влияние температуры воздуха на его плотность 55
Влияние влажности на плотность воздуха .....•....• 55
Теоретические основы создания
подъёмной силы ..........•..•............................•......•.•56
Законы механики Ньютона 56
Эффект Магнуса ................•.................•.•...............• 57
Обтекание воздухом неподвижного цилиндра 57
Вращающийся цилиндр в неподвижной жидкости 57
Вращающийся цилиндр в движущейся жидкости 58
Принцип перепада давлений Бернулли ..........•..................• 59
Конструкция аэродинамической поверхности .•.•••••••••.•••59
Область низкого давления над крылом 61
Область высокого давления под крылом ...................• 61
Распределение давления ................•..........• 61
Поведение аэродинамической поверхности .............•......• 62
Третья поверхность 63
Глава 4. Аэродинамика полёта 65
Силы, действующие на летательный аппарат 65
Тяга 66
Лобовое сопротивление 67
Паразитное сопротивление 67
Индуктивное сопротивление 69
Аэродинамическое качество 70
Вес ..............•........•.................• 71
Подъёмная сила 71
Завихрения на концевой части крыла .•.•.•.•.•.•••.•••.•.•••.•72
Образование завихрений ...•..........• 72
Как избежать турбулентности спутного следа ••....•••. • 73
Эффект влияния земли 74
Оси летательного аппарата ....................•...•....•.•.• 76
Момент и плечо момента ••...••.•..••......•,.•.•.•••••••••••.•.•77
Характеристики конструкции ЛА.•.•.•••••••...•.•.• •78
Статическая устойчивость 78
Динамическая устойчивость 78
Продольная устойчивость (устойчивость по тангажу) 79
Поперечная устойчивость (устойчивость по крену) 81
Вертикальная устойчивость (устойчивость к рысканию) 83
Свободные путевые колебания («голландский wan•)......•......•. 84
Спиральная неустойчивость ..................• 84
Аэродинамические силы
при полётном маневрировании 85
Силы, действующие на ЛА при повороте 85
Силы, действующие на ЛА при наборе высоты•.....•••...••• ••• 87
Силы, действующие на ЛА при снижении 88
Сваливание на крыло 88
Основные принципы конструкции
воздушного винта .••.•••••••...•............................•....• 90
Крутящий момент и Р-фактор ..........•.................• 93
Реактивный момент ....•.......•...........................• 93
Спиральный эффект................................................•. • 94
Гироскопическое действие ...........•.........................•..• • 94
Асимметричная нагрузка (Р-фактор) .•...........................• 95
Коэффициент перегрузки ...................••..•.••••.•.•••.•.•••95
Учёт коэффициента перегрузки
при проектировании ЛА •. 96
Перегрузка при глубоком вираже ...•.•......................•..••.....•. 97 Коэффициент перегрузки и скорость сваливания .• 97
Коэффициент перегрузки и полётные манёвры .....•..........• 99
Повороты 99
Сваливание 99
Штопор 99
Скоростноесваливание 99
Боевые развороты и горизонтальные восьмёрки 100
Область турбулентности 100
Эпюра скорости-нагрузки........•...................................• 100
Угловая скорость 102
Радиус поворота .• 103
Вес и центровка .•..,••..•.•.••..••.•...•.••••••.••••.••.•.•.••••••104
Влияние веса на лётно-технические характеристики .........•. 106
Влияние веса на конструкцию ЛА •...................................•. 106
Влияние веса на устойчивость и управляемость 107
Влияние распределения нагрузки •.........•.......• 107
Высокоскоростной полёт• 109
Дозвуковой и сверхзвуковой потоки •.........•.................•. 109
Диапазоны скоростей ..........................•.................• 109
Соотношение числа Маха и воздушной скорости 11О
Граничный слой .......•.......•.•.......•............................• 111
Ламинарный пограничный слой 111
Турбулентный граничный слой 111
Отрыв пограничного слоя 111
Ударные волны 112
Стреловидность крыла.......•.•.......••........• 113
Границы бафтинга Маха .................•..........................• 115
Система управления высокоскоростным полётом ...•..•......• 115
6
Глава 5. Системы управления полётом 119
Системы управления полётом 120
Органы управления полётом 120
Основная система управления полётом 120
Элероны 121
Обратное рыскание 121
Дифференциальные элероны 121
Элероны Фрайса 122
Связка элеронов и руля направления 122
Флапероны 122
Руль высоты 122
Т-образное хвостовое оперение 123
Стабилизатор 125
Аэродинамическая схема «утка• 125
Руль направления 126
V-образное хвостовое оперение 126
Вспомогательная система управления полётом 127
Закрылки 127
Элементы механизации передней кромки крыла 128
Интерцепторы 129
Системы балансировки 129
Триммеры 129
Сервокомпенсаторы 130
Антикомпенсаторы 130
Регулируемые на земле триммеры 130
Регулируемый стабилизатор 130
Автопилот 131
Глава 6. Авиационные системы 133
Силовая установка 133
Поршневые двигатели 133
Воздушный винт 136
Воздушный винт постоянного шага 137
Воздушный винт изменяемого шага 137
Система питания двигателя 139
Карбюраторные системы 139
Регулятор качества смеси 140
Обледенение карбюратора 141
Системы подогрева карбюратора (СПК) 141
Датчик воздушной температуры карбюратора 142
Датчик температуры наружного воздуха 143
Системы впрыска топлива 143
Нагнетатели и турбонагнетатели воздуха 144
Нагнетатели 144
Турбонаддув 145
Функционирование системы 146
Лётные характеристики на больших высотах 147
Система зажигания 147
Маслосистемы 148
Система охлаждения двигателя 149
Выхлопные системы 150
Содержание
![]()
Система пуска 151
Сгорание 151
Автономная цифровая система
управления двигателем (FADEC) 152
Газотурбинные двигатели 153
Типы газотурбинных двигателей 153
Турбореактивные двигатели 153
Турбовинтовые двигатели 154
Турбовентиляторные двигатели 155
Турбовальные двигатели 155
Приборы контроля над газотурбинными двигателями 155
Степень повышения давления в двигателе (СПд) 156
Температура выхпопных газов (ТВГ) 156
Измеритель момента (торсиометр) 156
Индикатор N,......................................................................................._. 156
Индикатор N2 156
Общие замечания по эксплуатации
газотурбинных двигателей 156
Температурные пределы двигателя 156
Колебания тяги 157
Повреждение инородным телом (ПИТ) 157
Горячий/ложныйзапуск газотурбинного двигателя 157
Срыв потока в компрессоре 157
Срыв пламени 158
Сравнение характеристик двигателей 158
Системы планера ЛА 159
Топливные системы 159
Безнапорные системы 159
Насосные системы 159
Помпа подкачки 159
Топливные баки 160
Топливомеры 160
Переключатель топливных баков 160
Топливные фильтры, отстойники и сливы 161
Марки топлива 161
Загрязнение топлива 162
Дозаправка топливом 162
Электросистема 163
Гидравлические системы 165
Шасси 166
Самолёты с трёхопорным шасси 166
Самолёты с хвостовым колесом 166
Неубирающееся и убирающееся шасси 167
Тормоза 167
Герметизированные самолёты 168
Кислородные системы 170
Кислородные маски 171
Канюли 171
Кислородные системысмешанного типа 171
Кислородные системы типа «лёгочный автомат» 171
Кислородные системы непрерывного потока 172
Электрические кислородные системы пульсового действия 172
Пульсовые оксиметры 172
7
![]()
Обслуживание кислородных систем ......•.•..•••.••••••...•••••..••...173
Противообледенительные
и размораживающие системы 173
Противообледенительное
и размораживающее оборудование крыла 173
Противообледенительная система лобового стекла 174
Противообледенительные системы воздушного винта ••••..•••. •• 175
Другие противообледенительные
и размораживающие системы•••••••••••••••••••••••••••••••••.•••.••••.175
Глава 7. Пилотажно-навигационные
приборы 177
Приборы системы приёмника
воздушного давления 177
Камера и магистрали полного давления..•.••••••••••••••••••••••••••.177 Камера и магистрали статического давления 178
Высотомер••••••.•••.....•..•........••....••.•.••.......•....•.••••••••.•• 178
Принцип действия 179
Влияние нестандартныхдавлений и температур 179
Настройкавысотомера 181
Работа высотомера 182
Типывысот 182
Контрольпоказанийприборов 183
Принцип действия 183
Указатель вертикальной скорости (вариометр) 183
Принцип работы 183
Проверкаработы прибора 184
Указатель воздушной скорости (УВС) 184
РазметкашкалыУВС 185
Другие ограничениявоздушной скорости 186
Проверкаработоспособности прибора 186
Засорение систем ПВд/ПСД ...........••••••••••••••••••••.•••••••.••••.186 Засорение ПВД 187
Засорение системыстатическогодавления 188
Электронный индикатор
параметров полёта (ЭИПП) 188
Шкала воздушной скорости 189
Указатель пространственного положения••.••••••••••••.•••••••••••••189 Высотомер•••••••••••••..••••.......•.•......••.•••.•••••••.•••••••••..•.• 189
Вариометр••••••••••••••••••••••....•.•....•..•....•.•••••.••••.•••••••••••••189 Указатель курса ....•.....•.•...............•...•......•••.••••.••••.•.•• •189
Индикатор поворота••••.....................•..•••..••.••••••.••••.••••..•.189
Указатель числа оборотов (тахометр) 189
Индикатор скольжения .•.•..•..••..•••••••••..•.•.••.•••••••.•.•.•.•• 189
Индикатор угловой скорости .....•........•......•••.•••••••.••.••••. • 189
Вычислитель параметров полёта (ВПП) 190
Векторы упреждения 191
Гироскопические навигационные приборы•..•••.•.•....• 192
Принцип действия гироскопа 192
Устойчивостьв пространстве 192
Прецессия 193
Источники энергии 193
Индикаторы поворота 194
Указатель поворота и скольжения 195
Координаторповорота 195
Указатель скольжения 195
Нить рыскания 196
Контрольпоказанийприбора 196
Указатель пространственного положения (гирогоризонт) 196
Указатель курса (гирокомпас) 197
Блок электронных гироскопов (БЭГ) 198
Магнитно-индукционный компас •.•••••.•••••••••...•.•.•••.••••••••••••198 Дистанционный компас 199
Контроль показаний прибора 200
Курсовые системы••••••....•..................•.....•.•••.•..•• 200
Магнитный компас•••••••...• ••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••201
Наведённые ошибкимагнитного компаса 201
Ошибкаколебанийкомпаса 204
Компас с вертикальной картушкой 204
Запаздывания и опережения 205
Демпфирование вихревымитоками 205
Датчик температуры наружного воздуха (ТНВ) 205
Глава 8. Руководства
по лётной эксплуатации
и другие документы 207
Руководства по лётной эксплуатации (РЛЭ) 207
Вступительная часть•••••••••........•.•....••••.•...•••.......••.•.•.•••••207 сеОбщие положения»(раздел 1) 208
«Эксплуатационные ограничения»(раздел 2) .•.••••••.••.•••••••••••208
«Воздушнаяскорость• 208
«Силоваяустановка• 208
«Вес и распределение нагрузки• 209
«Ограниченияполётныхрежимов• 209
«Таблички» 209
«Особые случаи»(раздел 3) 209
«Выполнение полётов»(раздел 4) 21О
«Лётно-технические характеристики» (раздел 5) 21О
«Вес и центровка/ список оборудования»(раздел 6) 211
«Описание бортовых систем» (раздел 7) 211
«Техническое обслуживание»(раздел 8) 211
«Дополнения»(раздел 9) 211
ссРекомендации по обеспечению безопасности»(раздел 1О) 211
Бортовая документация ЛА 211
Регистрационный сертификат ЛА 211
Лёгкие спортивные ЛА (LSA) 213
Сертификат лётной годности 213
Техническое обслуживание ЛА•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••214
Осмотры ЛА 214
Ежегодный технический осмотр 214
Сточасовой технический осмотр ••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••215 Другие технические инспекции •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••215
Проверкавысотомера 215
Проверкабортового ответчика(транспондера) 215
8
![]()
Аварийный приводной передатчик 215
Предполётныйосмотр 215
Перечень минимального комплекта оборудования (ПМКО) и эксплуатация ЛА
с неисправным оборудованием 215
Профилактическое техническое обслуживание •.•• 217
Протоколирование профилактических операций 217
Примерыпрофилактических работ 217
Ремонт и переделка ......•.............................•.....• 218
Специальные разрешения на выполнение полётов 218
Директивы по лётной годности (ДЛГ) 219
Обязанности владельца/эксплуатанта ЛА•..•.•.•...••.•.• 219
Глава 9. Вес и центровка 221
Контроль веса 221
Влияние веса 221
Изменения веса 221
Центровка, устойчивость и центр тяжести 222
Влияние неправильной центровки .• 222
Устойчивость 223
Управляемость 223
Управление весом и центровкой ЛА 224
Термины и определения 224
Методы расчёта веса и центровки 226
Ограничения веса и центровки 227
Определение
веса с полной нагрузкой и положения ЦТ 227
Расчётный метод 227
Графический метод 228
Табличный метод 228
Расчёты при отрицательном плече .................• 228
Расчёты с использованием массы без топлива 230
Перемещение, увеличение и уменьшение веса 231
Перемещениегруза...........................................................• 231
Уменьшениеили увеличениевесагруза 232
Глава 10. Лётно-технические
характеристики ЛА 235
Значение эксплуатационных показателей ..•..• • 235
Структура атмосферы ..••.••••...•..•......• 235
Атмосферное давление ••••.•....•.•.•.•..•.•.•.•.•.•.•••••.••• 235
Барометрическая высота 236
Высота по плотности 237
Влияние атмосферного давления на плотность воздуха .....•. 237
Влияние температуры воздуха на его плотность ....•..........• 238
Влияние влажности на плотность воздуха 239
Лётно-технические характеристики..••..•••..•••.•..•• ••••• 239
Установившийся прямолинейный полёт 239
Характеристики набора высоты 240
Характеристики дальности полёта .....................•..............•.242
Зона обратного управления ...•.......••.•......•..••...•.••..........••.245
Взлётные и посадочные характеристики 246
Покрытие и продольный уклон ВПП 246
Вода на ВПП и динамическое гидропланирование 248
Вэлётные характеристики• 249
Посадочные характеристики ............•.•.....•..•.....•........••••. 250
Виды воздушных скоростей 253
Эксплуатационные таблицы 253
Интерполяция ............•...................•........•.•......•........• 254
Диаграмма высоты по плотности 255
Таблицы взлётных параметров .....................................• 255
Таблицы набора высоты и крейсерского режима 257
Диаграмма встречной и попутной составляющих ветра 262
Посадочные таблицы ...•.................•......................•.•.•• 263
Таблицы скорости сваливания 264
Характеристики самолётов
транспортной категории 264
Эксплуатационные требования .........•.•....•.........••.....•••.• 265
Взлёт 265
Посадка....................................................................................,.,, 266
Планированиевзлёта 265
Параметры разбега 266
Сбалансированнаядлиналётногополя 269
Требования набора высоты 269
Первый участок ..........••.•.••..•••••••..••.•........•••....•.• •••270
Второй участок 270
Третий участок (участок разгона) 270
Четвёртый участок (конечный) 270
Ограничения набора высоты на втором участке 270
Требования авиакомпаний
к высоте пролёта над препятствиями 270
Краткая сводка вэлётных требований 271
Посадочные характеристики 271
Планированиепосадки......................................................., 272
Посадочныетребования 272
Требованиянаборавысоты
после прерываниязахода на посадку 272
Требованияк ВПП 272
Краткая сводка посадочных требований 272
Глава 11. Теория погоды 275
Атмосфера ...........................••••.••.••.•.•••••••••••.••••. 398
Состав атмосферы 398
Циркуляция атмосферы 276
Атмосферное давление.......................................•..•..• 277
Сила Кориолиса •.••....•....•.•....•••.•.•••.•.•••••••••••.•.••••. 277
Измерение атмосферного давления...................•.••••• 278 Высота и атмосферное давление 279
Высота и полёт 280
Высота и организм человека 280
Ветры и воздушные потоки ........................•.•.•.••..••. 281
Ветровые режимы 281
Конвективные потоки ..................., 281
Влияние препятствий на параметры ветра 283
Сдвиг ветра на малых высотах 284
Отображение ветра и давления
на приземных синоптических картах погоды 286
Стабильность атмосферы ....•...........•••..•.•....••.•..•.• 287
Относительная влажность .....•.•............•..•.• 288
Связь температуры и точки росы .........................•.• 288
Способы достижения воздухом точки насыщения 289
Роса и иней ....•...............•.•.•.................•...............•.• 289
Туман ..•...................................• 289
Облака ..•••.....••.•.......•••..•..••..•......••...................• 290
Нижняя кромка облачности ..•......................................• 292
Видимость......................• 293
Осадки ..•.................•.............................•. 293
Воздушные массы 293
Атмосферные фронты .....•....•......................•....• 294
Тёплый фронт 294
Полёт навстречу приближающемусятёплому фронту 295
Холодный фронт ..................................••..........• 295
Быстродвижущийся холодныйфронт 296
Полёт навстречу приближающемусяхолодномуфронту 296
Сравнение холодных и тёплых фронтов........................•.• 297
Сдвиг ветра ....••.•......••••.....•.•.......••........•.........••.......• 298
Стационарный фронт 298
Окклюдированный фронт 298
Грозы ...............................................................• 299
Опасности 299
Шкваловыелинии 299
Торнадо 300
Турбулентность 300
Обледенение 300
Град 300
Нижняя кромкаоблачности и видимость 301
Влияние грозына высотомер 301
Молнии.....................................................•.........• 301
Всасываниеводы двигателем 301
Глава 12. Авиационные
метеорологические службы 303
Наблюдения••.•.•...•..•.••....•••.....•........................• 303
Наземные авиационные метеонаблюдения....•.•........•......•.• 303
Центр управления воздушным движением
наавиационных линиях(ARTCC) 303
Наблюдения за верхними слоями атмосферы..............•. 304
Радиолокационные наблюдения.•.•.........••••••............• 304
Спутники .............•............•.................................• 305
Метеорологическиеспутниковыеданные 305
Виды спутниковыхметеосообщений 305
Пункты метеорологического обслуживания 306
Автоматическая станция службы
обеспечения полётов (AFSS) 306
Распространение автоматических сводок погоды (TIBS) 306
Служба метеорологических сообщений
прямого доступа (DUATS) ..............................• 307
Служба консультаций на маршрутных полётах (EFAS) 307
Служба предупреждения
об опасных ситуациях в полёте (HIWAS) .................•. 307
Автоматические радиосводки погоды (ТWЕВ) (только Аляска) 307
Погодные инструктажи..............•...........••..•.•..• 307
Стандартный инструктаж ...• 308
Сокращённый инструктаж ..............................•••••••• ••308
Обзорный инструктаж 308
Авиационные сводки погоды ........•................• 309
Регулярные авиационные сводки погоды (МЕТАR) 309
Метеорологические сводки пилотов (PIREP) 311
Радиолокационные метеорологические сводки (RAREP) 312
Авиационные прогнозы погоды ..•..•...•.......•...• •314
Прогноз погоды по аэродрому (TAF) .......••.....••........•••.....• 314
Авиационные прогнозы по регионам (FA) 315
Консультативные полётные сводки погоды 316
AIRMEТ 316
SIGMEТ 317
Информация о существенныхконвекционных
погодных явлениях(WST) 318
Прогноз верхних ветрови температуры (FD) 318
Карты погоды •.•••.•.•.•••••.•••..••.•.•••••••••.•••....••••.•• •• 319
Карта приземного анализа ........•..•........................•......•. 319
Карта описания погодных условий ...........................•.• 320
Обзорная радиолокационная карта .•.................• ••321
Карта прогноза особых погодных явлений 323
Отображение погоды на экранах РЛС УВД 323
Помощь в уклонении от встречи
с неблагоприятными погодными условиями•.....••••.......•• •326
Отображение данных погоды
на электронных индикаторах полётных данных (ЭИПП)
и многофункциональных индикаторах (МФИ) 326
Актуальность исрок действия
метеорологической информации .....• 327
Система РЛС нового поколения (NEXRAD) 327
Информация уровня11 327
Информация уровня 111 327
Искаженияданных NEXRAD 328
Ограничения РЛС системы NEXRAD 328
Отображение информации AIRMEТ/SIGMEТ 331
Данные МЕТАR в графическом представлении 331
Глава 13. Авиационные операции
в аэропорту 333
Типы аэропортов ......• 333
Аэропорты с командно-диспетчерским пунктом (КДП) ......•. 333
Аэропорты без КДП......•..........•.....••.•.•••....••..•.•••••••.•...•••.333
Источники информации об аэропорте••.•••.•••••.••.•.• 334
Аэронавигационные карты 335
Справочник аэропортови наземных служб (A/FD) 335
Извещения пилотам (НОТАМы) 335
Маркировка и обозначения в аэропор,у••••••••••••••••••••• 335 Разметка ВПП 335
Разметка рулёжных дорожек .........• 337
Другая маркировка..........•...............••................• •337
Маркировочные знаки аэропортов .......•.....••.............•.• 338
Светосигнальное оборудование аэропорта .•.•.•.•.•.••.•.• 338 Световой маяк аэропорта .............•.•...........................• 339
Системы огней приближения 339
Визуальные индикаторы глиссады .........• 339
Визуальныйиндикатор захода на посадку (VASI) 339
Другие системы индикацииглиссады 340
Светосигнальное оборудование ВПП 340
Опознавательныеогни торцаВПП (REIL) 340
Посадочныеогни ВПП 340
Внутренниеогни ВПП 340
Управление светосигнальным оборудованием аэропорта 341
Освещение рулёжных дорожек (РД) 342
Светосигнальная маркировка препятствий..........• •342
Указатели направления ветра •.•••••••.••••••.•..•••••.•.••.•.• 342 Установленные маршруты движения•••••••••••••••••••••••.• 342 Пример. Описание схемы движения
в аэропорту с единственной ВПП 343
Пример. Описание схемы движения
в аэропорту с параллельными ВПП 344
Средства радиосвязи ••••••••••..•.••..••.•••..•••••..••••••.•••. 344 Лицензирование радиосвязи 344
Радиокоммуникационное оборудование ..........• 344
Порядок действий при нарушении радиосвязи 345
Служба управления воздушным движением 345
Первичный радар •..........•......•..........••••...•..•.......•...• 346
Радиолокационный маяк службы УВД (ATCRBS) 346
Бортовой ответчик (транспондер) 347
Радиолокационные консультативные сообщения..............• 347
Турбулентность спутного следа •••••••••..•..........••••.••.•• 348 Возникновение вихрей 349
Интенсивность вихрей 349
Поведение вихрей.........................• 349
Предотвращение попадания в спутный вихрь 350
Предотвращение столкновений 350
Процедуры по предупреждению столкновений 351
Предотвращение несанкционированного выезда на ВПП ........•.352
Глава 14. Воздушное пространство 355
Контролируемое воздушное пространство•••••••••••••••••• 355 Воздушное пространство класса А...................•........• 355
Воздушное пространство класса В 355
Воздушное пространство класса С.......•••••.•..........•••••• 355
Воздушное пространство класса D 355
Воздушное пространство класса Е 356
Неконтролируемое воздушное пространство ••••••••••••••• 356 Воздушное пространство класса G 356
Воздушное пространство
для специального использования 356
Запретные зоны......................• 357
Ограниченные зоны 357
Опасные зоны .......••••••.•.•.......•...•••••............• 357
Зоны военных операций (МОА) 358
Зоны повышенного внимания..................................• 358
Зоны ограниченного огня средств ПВО (CFA) 358
Другие виды воздушного пространства 358
Маршруты учебных полётов военной авиации (MTR) 358
Зоны временных полётных ограничений (TFR)•.••..••••.........••.•360 Зоны прыжков с парашютом с ЛА 360
Официальные маршруты полётов по ПВП 360
Зоны обслуживания аэродромных РЛС (TRSA) 360
Зоны интересов национальной безопасности (NSA) 361
Служба управления воздушным движением
и Национальная система УВД 361
Координирование использования воздушного пространства 361
Деятельность в воздушном пространстве различных типов 362
Эксплуатационные метеоминимумы общих ПВП 362
Правилаэксплуатации
и требования к пилоту и бортовому оборудованию 362
СверхлёгкиеЛА 365
Неуправляемые воздушные шары 365
Прыжкис парашютом 365
Глава 15. Навигация 367
Аэронавигационные карты 367
Секционные карты .........•..........•..•••...........•.....•.•....• 368
Карты зоны аэропорта для полётов по ПВП 368
Международные аэронавигационные карты......• 369
Широта и долгота (меридианы и параллели) 370
Часовые пояса......••...•••..........••.•.......•.......•.•...............•.370
Измерение направления 371
Склонение ............••................•..•..............••.••.•......•• 372
Магнитноесклонение 373
Компаснаядевиация 373
Девиация •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••.••••• 374 Воздействие ветра 374
Исходные расчёты ..•.••••••.•••••••••••••••••••••••••••••.•.••••. 377 Перевод минутв часы 377
Время Т = D/ПС 377
Расстояние D = ПС х Т 377
Путеваяскорость ПС = D/Т 377
Перевод узлов в мили в час или в километры в час 377
Расход топлива...........................•.................• 378
Бортовые вычислители 379
Протрактор .•...........................................•..•...• 379
Пилотаж 379
Счисление пути 379
Ветровой треугольник или векторный анализ ..•...•••••.....•....• 380
Шаг 1 381
Шаг 2 381
Шаг 3 381
Шаг 4 382
Планирование полёта .•..•••..•...•••.••••.•.•....•..• 383
Экипировка пилота 383
Ознакомление с погодными условиями 384
Использование справочника аэропортов
и наземных служб (A/FD) 384
Руководство по лётной эксплуатации
или эксплуатационный справочник пилота (AFM/POH)•.•.•••••.•••384
Прокладка курса 384
Этапы прокладки курса 386
Регистрация плана полёта по ПВП 388
Радионавигация•••••••••••.•.••••••....•.•.•••...•••.......•.• 389
Всенаправленные азимутальные радиомаяки (VOR)•••••••••.••••••389 Радионавигационные системы VOR/VORTAC 390
Использование VOR 391
Указатель курсовой девиации (CDI) 391
Индикатор горизонтального положения (HSl) 391
Радиомаrнитный указатель (RMI) 392
Движение по маршруту с помощью VOR 392
Рекомендации по использованию VOR 394
Время и расстояние до станции 394
Определение расстояния до маяка 394
Скоростьпеленга 394
Курсовой угол 395
Дальномерное оборудование (ОМЕ) 395
Зональная навигация по радиомаякам VOR/DME (RNAV) 395
Автоматический радиопеленгатор (ADF) 397
Система «Лоран•С»•••••••••••••••••••••••••.•.••••••••••••••••••••••••••••. 399 Глобальная система определения координат (GPS) 399
Селективная доступность 400
Использование GPS во время полёта по ПВП 400
ФункцияАКЦП 400
Рекомендации по использованию GPS при полётах по ПВП•••.••.401 Промежуточные точки при навигации по ПВП 401
Порядок действий
при потере ориентации......•...•...•............•.•.•.....•.•.• 402
Отклонение от маршрута полёта 402
Глава 16. Авиамедицинские факторы 405
Прохождение медицинского
освидетельствования .....•.•.................................• 405
Медицинские и физиологические факторы,
влияющие на работоспособность пилота 405
Кислородное голодание (гипоксия) 406
Гипоксическая гипоксия 406
Гемическаягипоксия 406
Застойная гипоксия 406
Гистотоксическаягипоксия 406
Симптомы гипоксии 406
Перенасыщение лёгких кислородом (гипервентиляция•)••••••••••407
Поражения среднего уха и синуса.......• •••••••.•..•.••••••••••408
Пространственная дезориентация и сенсорные иллюзии •••••••••409 Вестибулярные иллюзии 41О
Зрительные иллюзии 411
Положение тела пилота 411
Демонстрация пространственной дезориентации ••••••••••••.••••••412 Набор высоты при ускорении 412
Набор высотыво время поворота 413
Пикирование во время поворота 413
Наклоны вправо или влево 413
Обратное движение 413
Пикированиеили крен
за пределами вертикальнойплоскости 413
Противодействие пространственной дезориентации 413
Оптические иллюзии .•••..••••.•••......•.•...•.•..•.•.•.••.•• •••••••••••415
Иллюзия ширины ВПП 415
Иллюзия уклона ВПП и местности 415
Преломление в воде 415
Дымка 415
Туман 415
Иллюзии наземныхогней 415
Как предотвратить оwибки при посадке,
связанные с оптическими иллюзиями 415
Воздушная болезнь•••.•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••416 Отравление угарным газом (СО) 416
Стресс 417
Утомление 417
Обезвоживание и тепловой удар 418
Алкоголь 419
Лекарственные препараты 421
Высотная декомпрессионная болезнь (ДКБ) 422
ДКБ после подводного плавания с аквалангом 423
Зрение в полёте 423
Миопия пустого поля 424
Ночное зрение..................•.....•....••••....•••..•••••.••.••••••••••••424 Иллюзии ночного зрения.••...•.......•.•.••......•••••••..••••..•••••.•••426 Аутокинез 426
Ложныйгоризонт 426
Иллюзии ночной посадки 427
Глава 17. Принятие
аэронавигационных решений 429
История ПАР 429
Управление ресурсами экипажа (УРЭ)
и управление ресурсами единственного пилота 431
Опасностьи риск 431
Опасные психологические установки
и методы противодействия им 432
Риск 433
Оценка риска 433
Вероятность события 433
Уровень опасности 434
Вопросник PAVE 434
Человеческое поведение 438
Процесс принятия решения 440
УРЕП и 5Р 440
План 441
Самолёт ...................................................................................• 442
Пилот 442
Пассажиры 442
Программирование 443
Perceive, Process, Perform (ЗР) -
Воспринимать, Анализировать, Действовать 443
Объединение моделей ЗР, CARE и ТЕАМ 445
Вырабатывание привычек к соблюдению норм безопасности 446
Петля OODA 446
Модель DECIDE 446
Обнаруживай(проблему) 448
Оценивай (необходимость реакции) 448
Выбирай (образ действий) 449
Находи (решения) 449
Действуй (выполняй необходимыедействия) 449
Анализируй (результаты действий) 449
Принятие решений в изменчивых условиях 449
Автоматическое принятие решений 449
Оперативныеошибки 450
Управление стрессом 450
Использование ресурсов 451
Внутренние ресурсы 451
Внешние ресурсы 452
Осведомлённость в обстановке 453
Препятствия к сохранению
осведомлённости в обстановке 453
Управление рабочей нагрузкой 453
Управление рисками 454
Автоматизация 455
Результаты исследования 456
Использование бортового оборудования 457
Автопилот 457
Глубокие знания 459
Умение использовать информацию бортовых систем 459
Доведение навыков использования бортовых систем
до автоматизма 459
Необходимостьизбегат,ьзубрёжки» 459
Знание различных пилотажно-навигационных платформ 459
Управление автоматическими системами ЛА 460
Управление информацией 460
Повышение осведомлённости в обстановке 461
Управление автоматическими средствами 462
Управление рисками ..............•...............•. 462
Приложение 1. Краткий англо-русский словарь
авиационных терминов 464
Приложение 2.
Используемые сокращения 472

![]()
Введение
Краткая история воздухоплавания
С незапамятных времён человек следил за полётом птиц, мечтая, подобно им, подняться в небо. Логика подсказывала: если относительно слабые мышцы
AtetЬanic,s' ;lt1aga!inr,
blUSiU)t, R.EGISTf.R, JOU«X.-\JJ, АХ О G..\ZHT1'E.
![]()
UtU&..D..A.Y,...:.!,l&,.rtrl..М-f-!X.lnl U.,. ,I.W.... ._(М.U,.kJ.ff,I и.
![]()
![]()
птиц могут поднимать их в воздух и поддерживать полёт, человек, с его гораздо более сильными муску


лами, тоже сумеет сделать это. Никто не подозревал, насколько сложным является сочетание функций мышц и сухожилий, работы сердца и дыхательной системы у обычной птицы. Никто не мог предста вить себе иного приспособления для полёта, чем движущееся крыло переменной кривизны. На протя жении многих тысячелетий люди пытались взлететь как птицы, и бесчисленное множество жизней было потеряно во время таких попыток.

Рис. 1-1. Орнитоптерные крылья Леонардо да Винчи.
Имя первого «птицечеловека», надевшего крылья и прыгнувшего с утёса с намерением полететь, века не сохранили. Каждая неудавшаяся попытка задавала древним воздухоплавателям новые и новые вопросы. Почему крылья, приводимые в движение взмахами рук, не работают? Что с ними не так? Философы, учёные, изобретатели предлагали различные решения, но никому не удавалось снабдить человека крыльями, которые позволили бы ему подняться в воздух и па рить как птица. Леонардо да Винчи заполнял страницы своих тетрадей эскизами разнообразных летательных аппаратов, но у его идей был всё тот же общий недо статок - приверженность принципу «птицеподобных» крыльев (рис. 1-1)
Рис. 1-2. Глайдер сэра Джорджа Кейли, 1852 год.
В 1655 году математик, физик и изобретатель Роберт Хук пришёл к заключению, что для полёта с помощью искусственных крыльев мускульной силы человека недостаточно. Он сделал вывод, что для полёта необхо дима некая дополнительная движущая сила.
Поиск решения шёл в разных направлениях. В 1783 году братья Жозеф и Этьен Монгольфье впервые ис пытали наполненный горячим воздухом шар с челове ком на борту. Шар пробыл в воздухе 23 минуты. Десять дней спустя профессор Жак Шарль поднялся в небо на воздушном шаре, наполненном газом. Воздушные шары настолько завладели вниманием публики, что долгое время полёты ассоциировались исключительно с устройствами легче воздуха. Но при всём своем вели колепии, воздушный шар был не более чем большим куском ткани, летящим туда, куда дует ветер.
Воздушные шары, наконец, позволили человеку под няться в воздух, но это была лишь одна из многих про блем, которые воздухоплавателям предстояло решить. Воздушный шар не позволял управлять скоростью и направлением полёта. Эту проблему решал воздушный змей - игрушка, которая была известна на Востоке бо лее двух тысячелетий, но на Западе появилась только в XIII веке. Еще в древнем Китае змеи использовались для осмотра местности и определения направления ветра в мореплавании (в варианте, управляемом чело веком), а также как сигнальные устройства и для раз влечения (в неуправляемом варианте). Наблюдение за движением воздушного змея позволило дать ответ на многие вопросы, касающиеся возможности полёта устройств тяжелее воздуха.
Одним из тех, кто верил, что эксперименты с воздуш
ными змеями помогут раскрыть секреты управляемого воздухоплавания, был сэр Джордж Кейли. Родившийся в Англии за десять лет до полёта братьев Монгольфье, Кейли всю жизнь занимался разработкой летающего средства тяжелее воздуха, снабжённого крыльями в форме воздушного змея (рис. 1-2). Названный «отцом воздухоплавания», Кейли открыл базовые принципы, на которых основывается современная авиация, по строил действующую модель летательного аппарата и даже провёл испытания первого в истории аэроплана, пилотируемого человеком.
В течение пятидесяти лет после смерти Кейли учёные и изобретатели работали в направлении соз дания летающей машины, снабжённой двигателем. Так, английский изобретатель Уильям Сэмюэл Хенсон сконструировал огромный моноплан, который при водился в движение паровым двигателем, распола гавшимся внутри фюзеляжа. Немецкий инженер Отто Лилиенталь на практике доказал, что полёт

Рис.1-3. Первый полёт братьев Райт.
человека на аппарате тяжелее воздуха возможен. И на конец, мечта была воплощена в реальность Уилбером и Орвиллом Райтами в американском городе Китти Хоук, штат Северная Каролина, 17 декабря 1903 года.
Братья Райт, владельцы магазина велосипедов, в течение четырёх лет экспериментировали с воздуш ными змеями, самодельной аэродинамической трубой и различными двигателями для своего биплана. Их значительным достижением был научный, а не чисто практический подход к решению задачи. Созданный братьями биплан «Флайер» был образцом смелого дизайна и блестящего инженерного исполнения (рис. 1-3). В тот исторический день братья Райт совер шили четыре полёта, проведя в воздухе в общей слож ности 98 секунд. Эра авиации началась.
История Федерального управления гражданской авиации (FAA)
На заре пилотируемого воздухоплавания авиация была открыта для всех, поскольку не существовало государ ственного органа, который устанавливал бы правила и следил за соблюдением стандартов безопасности. Совершать полёты и управлять летательным аппара том мог любой желающий, без каких бы то ни было ограничений. В то время авиацию воспринимали, пре жде всего, как вид спорта, дорогое развлечение, доступ ное лишь богатым людям. Размеры первых аэропланов были очень небольшими, и их коммерческое использо вание представлялось сомнительным. Но были люди, которые считали иначе. Именно их усилия заложили основу современных авиаперевозок.
П.Е. Фанслер, бизнесмен из города Санкт-Петербург, штат Флорида, обратился к Тому Бенуа, владельцу
«Авиационной компании Бенуа» в Сент-Луисе, штат Миссури, с предложением организовать авиацион ный маршрут из Санкт-Петербурга через канал в город Тампа. Бенуа согласился предоставить для проекта свой гидроплан, носивший название «Безопасность прежде всего!» Предприниматели подписали согла шение, положившее начало первой коммерческой авиалинии в США. Первый аэроплан был достав лен в Санкт-Петербург и совершил пробный полёт 31 декабря 1913 года (рис. 1-4).
Право стать первым коммерческим авиапассажи ром определялось с помощью аукциона. Наибольшую ставку (400 долларов) сделал А.С. Фейл, в прошлом мэр Санкт-Петербурга. Эта сумма обеспечила ему место в истории как первому пассажиру авиалинии.
Первый регулярный авиарейс был выполнен 1 января 1914 года. Аэроплан пролетел расстояние в 21 милю (34 км). Полёт продолжался 23 минуты. Обратный путь, благодаря попутному ветру, занял 20 минут.

большого впечатления на публику: пилот заблудился и совершил вынужденную посадку. В августе 1918 года Почтовая служба США получила полный контроль над почтовыми авиаперевозками, а военные лётчики были зачислены в штат как почтовые служащие.
Рис. 1-4. ГидропланБенуа.
Авиалиния, созданная предпринимателями из Флориды, совершала регулярные рейсы в течение четырёх месяцев. Стоимость билета составляла 5 дол ларов, столько же нужно было заплатить за перевозку 100 фунтов (45 кг) багажа. Вскоре после начала полё тов Бенуа усовершенствовал гидроплан, обеспечив пассажирам большую защиту от брызг во время взлёта и посадки. Компания совершала полёты и в города Манати, Брандентон и Сарасоту, на практике доказы вая жизнеспособность идеи коммерческого примене ния авиации.
Рейсы «Гидроплановой линии Санкт-Петербург Тампа» продолжались всю зиму и были прекращены после окончания зимнего туристического сезона. Авиакомпания просуществовала всего четыре месяца, но смогла перевезти 1205 пассажиров без единой ава рии. Эксперимент доказал: авиация может использо ваться в коммерческих целях.
Первая мировая война дала аэропланам возмож ность продемонстрировать миру свои разнообразные возможности. Вначале авиация использовалась только в разведывательных целях, но уже к 1918 году началось массовое промышленное производство аэропланов спе циализированного назначения - истребителей, бом бардировщиков и учебно-тренировочных самолётов.
Авиаторы-энтузиасты продолжали искать новые спо собы использования самолётов. В то время была попу лярной идея использования авиации для почтовых пере возок, но Почтовая служба США смогла получить в свое распоряжение самолёты лишь по окончанию войны. В 1918 году Министерство обороны и Почтовая служба выработали план совместных действий, который давал армии право использовать почтовые самолёты для обу чения военных пилотов технике маршрутных полётов. Первый почтовый авиарейс Нью-Йорк - Вашингтон состоялся 15 мая 1918 года. Сам полёт не произвёл
Трансконтинентальные авиаперевозки
Почтовые авиарейсы становились всё более протяжён ными, и, наконец, был открыт трансконтинтальный почтовый авиамаршрут (puc.1-5). Маршрут соединял Сан-Франциско и Нью-Йорк, имел длину 2612 миль (4203 км) и включал в себя 13 промежуточных остано вок (рис. 1-6). 20 мая 1926 года Конгресс США принял Акт о воздушной коммерческой деятельности, став ший основой развития авиационной отрасли США. Принятие законопроекта активно поддерживалось ли дерами индустрии, которые понимали, что авиация не сможет в полной мере реализовать свой потенциал без помощи государства (прежде всего, в обеспечении без опасности полётов).

Рис. 1-5. Самолёт "де Хавилэнд DH-4" во время первого перелёта из Нью-Йорка в Сан-Франциско (1921 год).
Согласно Акту о воздушной коммерческой деятель ности, на Министерство торговли возлагались обязан ности способствовать развитию авиационной коммер ции, разрабатывать правила воздушного движения и обеспечивать их соблюдение, сертифицировать лета тельные аппараты, прокладывать воздушные трассы, контролировать и обслуживать средства авиационной навигации. При Министерстве было создано специаль ное Авиационное отделение, главной задачей которого был надзор за отраслью. Помимо этого, отделению было поручено создание и управление национальной системой освещения воздушных трасс. Инициатором её создания выступила Почтовая служба, которая те перь являлась частью Трансконтинентальной почто вой воздушной сети. Министерство торговли внесло

Рис. 1-6. Трансконтинентальный почтовый воздушный маршрут от Нью-Йорка до Сан-Франциско. Трасса включала следующие промежуточные пункты: 2) Беллефонте, 3) Кливленд, 4) Брайан,
5) Чикаго, 6) Айова Сити, 7) Омаха, 8) Норт Плейтт, 9) Чейенн, 10) Роулинс, 11) Рок Спрингс, 12) Солт Лейк Сити, 13) Элко и 14) Рино.
значительный вклад в развитие авиационных средств связи - например, предложило использовать радиома яки в качестве навигационных средств.
Башни маяков были установлены с интервалом при мерно в 10 миль (16 км), имели в высоту 51 фут (15 м) и оснащались мощным вращающимся источником света. Под вращающимся фонарём располагались два курсо вых фонаря, указывающие направление воздушной трассы. Фонари вспыхивали в определённой последо вательности, сообщая пилотам идентификационный номер маяка. Башни обычно устанавливались в центре бетонной стрелы длиной 70 футов (21 м). В задней ча сти стрелы (при необходимости) размещалась будка с генератором (рис. 1-7).
Государственная сертификация пилотов и механиков
Авиационное отделение Министерства торговли ввело в действие систему лицензирования пилотов. Первая лицензия была выдана 6 апреля 1927 года, ее получа телем стал глава Авиационного отделения Уильям П. МакКракен, мл. (рис. 1-8) (Орвилл Райт, который в то время уже отошёл от лётной деятельности, отказался от чести получить лицензию №1). Лицензия МакКракена стала первой, выданной пилоту государственным гражданским органом. Примерно три месяца спустя была выдана первая государственная лицензия авиа ционного механика.
Не менее важным для обеспечения безопасности полё тов стало создание системы сертификации летательных
аппаратов. 29 марта 1927 года Авиационное отделение выдало первый сертификат лётной годности. Его полу чил трёхместный открытый биплан «Буль Эйрстер СА-3». В 1934 году, в знак признания существенного про гресса, произошедшего в авиации за последние годы, и успешной деятельности отделения, оно бьmо переиме новано в Бюро по авиационной коммерческой деятель ности (БАКД) (рис. 1-9). Примерно в это же время, при активном содействии Бюро, объединением авиакомпа ний впервые бьmи созданы три комплекса управления воздушным движением (УВД) на наиболее загруженных воздушных маршрутах. В 1936 году управление комплек
сами перешло к БАКД.
В своём развитии служба УВД прошла долгий путь: первые авиадиспетчеры использовали карты, грифель ные доски и выполняли расчёты в уме.
Акт о гражданской авиации 1938 года
В 1938 году, согласно Акту о гражданской авиации, контроль над гражданской авиацией перешёл к только что созданному независимому органу, получившему название «Управление гражданской авиации» (САЛ). Акт предоставлял САЛ полномочия по регулированию

Рис. 1-7. Типовая башня маяка воздушной трассы.
UNITED SТATES OF AMERICA DEPARТMENТ OF COMMERCE AERONAUТICS BRANCH
PILOT'S IDENТIFICATION CARD
· This ldвntiflcation Card, iвэивd on thв
6th day of April , lsr?,'l, accompaniвs
РЦоt'в Liсвпsв No. 1
Це 38
Wвight 200 Color he.ir Brown
L:.t- -
_:!??
Hвilfht 6'l½"Coior вувэ :Вlue •
![]()
![]()
-----"'1. ,е-,т._ ·--;
![]()
FORM R•IS oo .,.,. ortюl. Plltn.'$ Si8Jttйure.
![]()
![]()
UNITED SТATES OF' AMERICA
стоимости авиаперевозок и прокладке новых воздуш ных путей для авиалиний.

Президент США Франклин Рузвельт разделил САА на две организации: Администрацию по граждан ской авиации (САА) и Комитет гражданской авиации (САВ). Оба органа оставались частью Министерства торговли, но САВ был выведен из прямого подчинения министра торговли. В задачи САА входили управление комплексами УВД, сертификация пилотов и летатель ных аппаратов, создание новых воздушных трасс. САВ занимался разработкой нормативов для обеспечения безопасности полётов, расследованием авиационных происшествий и экономическим регламентированием
DEPARTMENT Of' СОММ.ЕRСЕ
A.RONAUТICS BRAN,CH
0"1C1At.NO.
l
деятельности авиакомпаний.
F'ORIY'I R 1ec
iПJilJ Qti,;tifi.e11, That
\VILLIA11 Р. :ia.cCRACК'EN'• Jr.
whosв phototrsph and si{Jn.aturв ассотрапу thiв Iicense,
iв а PRIVAТЕ PILOT
о/ civ;J aircra.ft of the United States. The h,гJ'.der is not authorized to transport persons or property for hire7r re ,ard.. ,
![]()
This licens g -- --------·--·····
Рис. 1-8. Первая лицензия пилота, выданная УильямуП. МакКракену, мл.

Рис. 1-9. Третий глава Авиационного отделения Юджин Л. Видал рядом с президентом Франклином Д. Рузвельтом (слева) и министром сельского хозяйства Генри А. Уоллесом. Фотография сделана в 1933 году. Под управлением Видала, 1 июля 1934 года Авиационное отделение было переименовано в Бюро по авиационной коммерческой деятельности. Новое название более точно отражало статус организации в структуре Министерства торговли.
В 1946 году Конгресс поручил САА надзор за выпол нением Федеральной программы содействия аэропор там. Целью программы было создание сети граждан ских аэропортов по всей стране.
Федеральный акт об авиации 1958 года
К середине ХХ века воздушное движение стало весьма интенсивным, началось использование реактивных са молётов для гражданских нужд. Летательные аппараты становились не только более многочисленными - су щественно возросла скорость их движения. Количество столкновений в воздухе увеличилось, и потребовалось срочно принять дополнительные нормативные акты.
Федеральным актом об авиации 1958 года был соз дан новый независимый орган, который взял на себя функции как САА, так и САВ. Этим органом стало Федеральное авиационное агентство (FAA). Помимо перечисленных функций, FAA получил полный кон троль над военно-гражданскими системами воздуш ной навигации и службами УВД. Честь стать первым Администратором FAA была доверена бывшему гене ралу ВВС США Элвуду Ричарду («Питу») Кесаде. Он на ходился на этом посту с 1959 по 1961 год (рис. 1-10).
Министерство транспорта (МТ)
15 октября 1966 года Конгресс одобрил организацию Министерства транспорта (МТ), которому поручался надзор за транспортной индустрией на территории США. Министерство контролировало как наземный, так и воздушный транспорт. Его миссией стало созда ние быстрой, эффективной, доступной и удобной транс портной системы, соответствующей национальным интересам и повышающей качество жизни граждан.
МТ начало свою работу 1 апреля 1967 года. Одновременно Федеральное авиационное агентство
-было nереименовано в Федеральное управление граж данской авиации (FAA). Функции САВ были возложены

Рис. 1-1О. Первый Администратор FM, генерал
Элвуд Ричард ("Пит") Кесада (1959-1961 гг.).
на только что созданный Национальный комитет без опасности перевозок (NTSB), который должен был про водить расследование всех транспортных происше ствий на территории США.
По мере роста и развития авиации, FAA получало до полнительные права и задачи. Разразившаяся в 60-х годах эпидемия захватов и угонов на воздушном транс порте привела к тому, что FAA получило полномочия по повышению мер безопасности в авиации - как на земле, так и в воздухе. После 11 сентября 2001 года эти функции перешли к специально созданному органу, получившему название «Министерство внутренней безопасности» (DHS).
С увеличением интенсивности полётов над круп ными городами FAA стало концентрироваться на эко логических аспектах авиации. Так, были установлены нормативы на интенсивность шума при воздушном движении. Помимо этого, в 60-х и 70-х годах прошлого века FAA стало контролировать полёты высотных при вязных и неуправляемых аэростатов. В 70-е годы пере чень обязанностей вновь FAA расширился: ему было поручено воплотить в жизнь новую государственную программу содействия аэропортам, и в частности, осу ществить комплекс мер по обеспечению безопасности в аэропортах.
Автоматизация управления воздушным движением (УВД)
К середине 70-х годов прошлого века была создана полу автоматическая система УВД, основанная на комбина ции РЛС и компьютерных технологий. Автоматизируя некоторые рутинные операции, система давала диспет черам возможность сосредоточиться на самой важной задаче - эшелонировании воздушных судов. Данные о бортовом номере, высоте и путевой скорости летатель ных аппаратов выводились непосредственно на инди катор диспетчера.
В конце 70-х годов интенсивность воздушного дви жения конца 70-х годов существенно возросла. Это было связано, прежде всего, с появлением конкурент ной среды, возникшей благодаря принятию в 1978 году Акта об отмене государственного регулирования дея тельности авиакомпаний. Согласно этому закону, эко номическое регулирование работы авиакомпаний со стороны САВ было отменено, и в конце 1984 года САВ прекратил существование.
Отвечая на рост интенсивности движения, в ян варе 1982 года FAA обнародовало план создания Национальной системы УВД (NAS). План предусматри вал ввод в действие более эффективных маршрутных и терминальных систем УВД, модернизацию станций службы обеспечения полётов и совершенствование на земных средств наблюдения и связи.
Забастовка профессионального союза авиадиспетчеров(РАТСО)
Во время разработки плана NAS FAA столкнулось с ре альной перспективой забастовки основных работни ков. Разногласия между руководством FAA и профсою зом авиадиспетчеров (РАТСО) вылились в 1970 году в невыход на работу (под предлогом болезни) более трёх тысяч авиадиспетчеров.
Хотя впоследствии диспетчерам была повышена за работная плата и предоставлены дополнительные пен сионные льготы, напряжённость не спадала, и в авгу сте 1981 года была проведена незаконная забастовка. Правительство США уволило более 11 тысяч участни ков забастовки и аннулировало полномочия РАТСО.
К весне 1984 года FAA отменило последние из огра ничений, имеющих целью обеспечить безопасность си стемы воздушного движения в период забастовки.
Акт об отмене государственного регулирования деятельности авиакомпаний 1978 года
До 1978 года САВ регламентировал многие аспекты де ятельности коммерческих авиакомпаний - например,
стоимость авиаперевозок, маршруты и расписания рейсов. Акт 1978 года лишил САВ большей части кон трольных функций, изменив тем самым облик граж данской авиации США. После отмены государствен ного регулирования возникла свободная конкурентная среда, положившая начало новой эре в пассажирских авиаперевозках.
САВ имел три основные функции: назначать авиа компаниям маршруты, ограничивать возникновение новых авиаперевозчиков и регулировать стоимость авиабилетов. Сложившаяся на тот момент система коммерческих пассажирских перевозок была создана Уолтером Фолгером Брауном, который занимал пост министра связи при президенте Герберте Гувере. Браун реформировал систему почтовых переводов, что побудило авиапроизводителей перейти от выпу ска почтовых самолётов к производству пассажирских авиалайнеров. Во многом благодаря его деятельно сти, были созданы четыре главные внутренние авиа компании страны: «Юнайтед», «Америкэн», «Истерн» и «Трансконтинентал энд Вестерн Эйр» (TWA). Аналогичным образом, Браун способствовал получе нию компанией «Пан Америкэн» монополии на между народные авиаперевозки.
Инициатива отмены регулирования или, по край ней мере, реформирования существующей системы пассажирских авиаперевозок исходила от президента Джимми Картера, назначившего главой САВ извест ного экономиста Альфреда Кана, горячего сторонника идеи дерегулирования отрасли.
Эта идея была поддержана и из-за рубежа. В 1977 году Фредди Лэйкер, британский бизнесмен и вла делец компании «Лэйкер Эйрвейс», открыл авиали нию «Скайтрейн», выполнявшую трансатлантиче ские рейсы по исключительно низким ценам. Проект Лэйкера совпал по времени с подъёмом активности на рынке дешёвых местных авиаперевозок, который был вызван снятием ограничений на чартерные рейсы (рейсы, выполняемые компаниями, не имеющими собственных самолётов и арендующими их у крупных авиакомпаний). В ответ крупные авиаперевозчики также снизили цены на авиабилеты. Так, «Америкэн Эйрлайнс», вторая по величине авиакомпания США, получила от САВ разрешение на ввод в действие тарифа
«СуперСэйвер».
Эти события стимулировали процесс отмены го сударственного регулирования. В ноябре 1977 года Конгресс отменил регулирование транспортных авиа перевозок. В конце 1978 года Конгрессом был принят Акт об отмене государственного регулирования дея тельности авиакомпаний, подготовленный сенаторами Эдвардом Кеннеди и Говардом Кэнноном (рис. 1-11). Законопроект имел множество противников среди

Рис. 1-11. Президент Джимми Картер подписывает Акт об отмене государственного регулирования деятельности авиакомпаний (конец 1978 года).
крупных авиакомпаний (которые опасались конкурен ции), профсоюзов (не желающих соперничества со сто роны работников, не являющихся их членами) и спе циалистов по безопасности полётов (беспокоящихся о падении отраслевых стандартов). Общественная под держка, однако, оказалась настолько сильной, что за кон был принят. Авиакомпании удалось «задобрить», предложив им щедрые государственные субсидии, а профсоюзы - существенно увеличив выходные посо бия в случае потери работы их членами.
Наиболее значительное воздействие закон ока зал на рынок пассажирских перевозок. Впервые за 40 лет, на рынке стали появляться новые авиакомпа нии. Начиная с 1981 года, компании могли расширять маршруты полётов по собственному усмотрению. С 1982 года авиакомпании нолучили полную свободу в установлении цен на билеты. В 1984 году САВ пре кратил своё существование, поскольку в его основных функциях по регламентированию отрасли больше не было необходимости.
Роль Федерального управления ражданской авиации (FAA)
Кодекс федеральных нормативных документов (CFR)
Задачей FAA является обеспечение безопасности воз душного движения и контроль за соблюдение стандар тов безопасности в гражданской авиации. Этой цели служит Кодекс федеральных нормативных докумен тов (CFR), который представляет собой свод общих и постоянных правил и нормативов, публикуемых го сударственными органами США. Кодекс состоит из
50 разделов («titles»), каждый из которых посвящён определённой области государственного регулирова ния. Нормативные документы FAA собраны в разделе 14, «Аэронавигация и космическое пространство», и охватывают все аспекты гражданской авиации - от
процедуры получения сертификата пилота до техниче ского обслуживания ЛА.
Глава 1 раздела 14 CFR, глава 1, «Федеральное управ ление гражданской авиации», разбита на подразделы A-N (рис. 1-12).
Для пилотов некоторые положения 14 CFR пред ставляют особую_важность. В ходе обучения пилотам рекомендуется ознакомиться с теми частями кодекса, которые имеют отношение к лётной подготовке и сер тификации пилотов. Например, 14 CFR, часть 61 описы вает порядок сертификации пилотов, лётных инструк торов и наземных инструкторов. Она также определяет критерии пригодности, уровень аэронавигационных знаний лётной подготовки, а также требования к обу чению и порядок сдачи экзамена на получение серти фикатов всех типов. 14 CFR, часть 91 содержит общую информацию о правилах полётов, правилах визуаль ных полётов (ПВП) и полётов по приборам (ППП). 14 CFR, часть 43 охватывает вопросы технического и
Свод федеральных нормативных актов | |||
Аэронавигация и космическое пространство | |||
Подглавы | Глава 1. Федеральное управление гражданской авиации | ||
А | Определения (термины и аббревиатуры) | ||
в | Правила и процедуры (нормотворчество, надзор за выполнением) | ||
с | Летательный аппарат (процедуры сертификации ЛА [21], стандарты лётной годности[25-33, в зависимости от типа ЛА], директивы по лётной годности [39], техническое обслуживание [43], регистрация ЛА [47]) | ||
D | Лётный состав (лицензирование пилотов и инструкторов [61], медицинские стандарты [67]) | ||
Е | Воздушное пространство (классификациявоздушных пространств [71], особые зоны воздушного пространства [73)) | ||
F | Воздушное движение и общие правила (общие правила выполнения полётов [91], особые правила и схемы движенияв зонах аэропортов [93]) | ||
G | Авиакомпании, авиаклубы и коммерческие эксплуатанты: сертификация и деятельность | ||
н | Школы и другие сертифицированные агенты | ||
1 | Аэропорты | " | |
J | Навигационные комплексы | ||
к | Административные нормы | - | |
L-M | Зарезервированные пункты | ||
N | Страховка от рисков на случай военных действий | ||
Рис. 1-12. Структура раздела 14 CFR, который можно получить бесплатно на сайте FAA или приобрести в печатном виде в коммерческих источниках.
профилактического обслуживания, переделки и вос становления ЛА.
Основные органы FAA
Штаб-квартира FAA находится в Вашингтоне, округ Колумбия. Помимо этого, существует девять регио нальных отделений, располагающихся в различных городах США. Крупнейшими исследовательскими ком плексами FAA являются Аэронавигационный центр имени Майка Монроуни (ММАС) в Оклахома Сити, штат Оклахома, и Технический центр имени Уильяма Дж. Хьюза (WJHTC) в Атлантик Сити, штат Нью Джерси. Будучи одновременно учебно-тренировочным и логистическим центром, ММАС предоставляет широ кий спектр услуг, связанных с безопасностью полётов и коммерческой воздушной деятельностью. WJHTC - главный авиационный научно-исследовательский и опытно-испытательный полигон страны. Центр про водит испытания и оценку систем связи и навигации, терминального оборудования аэропортов, средств без опасности и охраны полётов. Помимо этого, WJHTC активно участвует в разработке перспективных авиа ционных систем и концепций, создании новых видов оборудования и модификации существующих систем и процедур.
Местные отделения
Служба лётных стандартов
Служба лётных стандартов, входящая в состав FAA, вносит вклад в обеспечение безопасности авиаперево зок, устанавливая стандарты сертификации и надзора над пилотами, эксплуатантами воздушных судов, авиа компаниями и сотрудниками авиационных служб. В её компетенцию входят следующие функции:
сертификация, инспектирование, надзор, рассле дование происшествий и принятие надлежащих мер;
разработка регламентов и стандартов;
управление системой регистрации гражданских ЛА и ведение реестров лётного состава.
Взаимодействие между Службой лётных стандартов и авиационным сообществом обеспечивается через местные отделения Службы (FSDO).
Местные отделенияСлужбылётных стандартов (FSDO)
FAA имеет около 130 местных отделений FSDO (рис. 1-13). В функции отделений входит предоставле ние инфор.1ацни и различных видов обслуживания для авиационного сообщества. Телефонные номера FSDO приво,J.Ятся в телефонных справочниках (в разделах

Рис. 1-13. Местное отделение Службы лётных стандартов в Атланте.
«государственные организации», «FAA»). Информацию о расположении местного отделения можно также по лучить в Интернете по адресу: http://www.faa.gov/ about/office_org/headquarters_offices/avs/offices/afs/ afs600/.
Помимо расследования авиационных происше
ствий и надзором за выполнением нормативных до кументов, FSDO также отвечают за сертификацию и контроль деятельности авиаперевозчиков, эксплуа тантов воздушных судов, лётных школ/тренировоч ных центров и лётного персонала, включая пилотов и инструкторов. Персонал FSDO состоит из инспекторов по авиационной безопасности (ASI), играющих клю чевую роль в обеспечении безопасности воздушного пространства страны.
Инспектор по авиационной безопасности (ASI)
Инспекторы по авиационной безопасности (ASI) обе спечивают и контролируют соблюдение нормативов и стандартов безопасности при производстве, эксплу атации, техническом обслуживании и(или модифи кации ЛА, использующихся в гражданской авиации. Они также специализируются в проведении различ ных инспекций - например, проверки производства ЛА и запасных частей к ним, эксплуатации ЛА, их лёт ной годности и безопасности кабины. Все инспекторы проходят курс обучения в Академии FAA в Оклахома Сити, штат Оклахома, в ходе которого осваивают ме тодики оценки лётного состава, техники и процедуры проведения инспекционных проверок. Помимо этого, инспекторы проходят регулярную переподготовку.
В отделениях FSDO работают примерно 3700 инспек торов. Все вопросы, касающиеся сертификации пило тов (а также получения информации и других видов обслуживания), следует направлять в местное отде ление FSDO.
Рабочая группа безопасности полётов FAA (FAASTeam)
Основная цель FAA - сделать гражданскую авиацию США безопасней. Это достигается, в том числе, специ альной лётной подготовкой, обучением и пропаган дой принципов безопасности аэронавигации. Важную роль в обеспечении безопасности воздушного движе ния играет Рабочая группа безопасности полётов FAA (FAASTeam). Создание FAASTeam стало продолжением Программы авиационной безопасности (ASP), которая позволила существенно уменьшить количество лёт ных происшествий за счёт обучения лётного состава. Такой успех, в конечном счёте, и привёл к закрытию Программы, поскольку задача устранения лежащих на поверхности причин происшествий была решена. Следующим шагом FAA на пути к обеспечению авиаци онной безопасности стало создание FAASTeam, перед которой была поставлена цель -уменьшить число лёт ных происшествий, сосредоточив усилия и ресурсы на расследовании случаев неясной природы.
В каждом из девяти регионов FAA работает регио
нальный офис FAASTeam, руководимый региональным менеджером FAASTeam (RFM). FAASTeam сотрудничает с авиационными компаниями и отдельными гражда нами в целях концентрации усилий по предотвраще нию авиационных проис1,,сствий и пропаганде куль туры безопасности полётов.
Для получения дополнительной информации о повы шении безопасности полётов, учебно-тренировочных программах онлайн-центра, или чтобы присоединиться к FAASTeam, посетите веб-сайт www.faasafety.gov.
Как получить помощь от FAA
Обратиться в FAA за информацией можно по теле фону, через Интернет/электронную почту или по почте. Бесплатный круглосуточный телефон FAA: 1-866-TELL-FAA (1-866-835-5322). Адрес веб-сайта FAA:
www.faa.gov. Частные лица могут также направить электронное сообщение представителю FAA в местном FSDO. Адрес электронной почты указан в нижней части главной страницы веб-сайта FAA. Письма можно на правлять по адресу:
Federal Aviation Administration 800 Independence Ave, SW Washington, DC 20591.
Справочные материалы FAA дополняют другие эксплуатационные издания, распро- страняющиеся по отдельной подписке или доступные в
FAA выпускает большое количество разнообразных Интернете. справочных материалов, как для лётчиков-курсантов,
так и для опытных пилотов гражданской авиации. Помимо нормативных документов, доступных на веб сайте FAA, существует ряд других публикаций. Почти все справочные материалы доступны в Интернете на веб-сайте www.faa.gov. Справочные материалы в по- мощь пилотам издаются также коммерческими изда тельствами в печатном и онлайн-форматах.
Сборник аэронавигационной информации (AIM)
Сборник аэронавигационной информации (AIM) - официальное издание, которое содержит общую ин формацию о лётной практике и процедурах УВД для лёт ного состава, выполняющего полёты в Национальной системе УВД США (NAS) (рис. 1-14). Имеется также международная версия сборника, включающая в себя информацию о международных аэропортах. AIM содержит и другие полезные сведения, напри мер, медицинские факты, вопросы безопасности полётов, словарь авиационных терминов и данные лётных происшествий.
Издание распространяется на основе платной под писки, которую можно оформить Интернете по адресу http://bookstore.gpo.gov.

February 16, 2006
U.S. Deparlmen!
01T1ansponalion
-••vt•Uon
M"'lal•tratюn
Aeronautical lnformation
Manual OfficiaJGuide1o
Basic Flighl lnformationand АТС Procedures
Форма заказа содержится в начале сборника или мо жет быть загружена из Интернета. Её следует напра вить на имя Начальника управления документации, Правительственная типография США. Сборник AIM
-----....
![]()
Рис. 1-14. Сборник аэронавигационной информации
Справочные руководства
Справочные руководства содержат конкретную практическую информацию на определённую тему и могут использоваться в качестве учебных пособий (рис. 1-15). FAA публикует широкий спектр справочных руководств, которые можно разбить на три основные категории:
летательный аппарат;
авиация;
эксперты и инспекторы.
Руководства могут быть приобретены в Управлении документации или загружены с сайта www.faa.gov/ regulations_policies/. Авиационные справочные руко водства публикуются также различными коммерче скими авиакомпаниями. Руководства по эксплуатации ЛА, обычно называемые «эксплуатационными спра вочниками пилота» (ЭСП), разрабатываются произ водителями ЛА с последующим утверждением в FAA и относятся к конкретной марке и модели ЛА (имеют индивидуальный серийный номер). Эта тема подробно рассмотрена в главе 8, «Руководства по лётной эксплуа тации и другие документы» (рис. 1-16).
Консультативные циркуляры(advisory circulars, АС)
Консультативные циркуляры представляют собой еди ную стандартизованную информационную систему, используемую FAA для оповещения клиентов, авиаци- онного сообщества и широкой общественности.
Задачи, решаемые с помощью АС:
создание эффективных и понятных методов вы- полнения нормативных актов FAA;
стандартизация нормативов и согласование их с международными правилами;
разъяснение смысла и значения нормативных актов;
реагирование на запросы государственных орга нов - например, Главного бюджетно-контроль ного управления, Национального комитета безо пасности перевозок или Управления генерального инспектора;
содействие в эффективном внедрении норматив ных актов;
разъяснение требований и ограничений про граммы грантов FAA;
расширение спектра стандартов, необходимых для обеспечения авиационной безопасности, включая безопасное функционирование аэропортов.

Advisory Circular
SWj,l,ct -F - О81.: 1112.'И&
Gi!МIII
lttllu'llo:ill>'J;М-$«o
Thi,at,., (Щ·IAC'lfl"Y,t..\."J tГQfjll'\щ.J\J.hlm•"'(I<•••
ad 011IМ'an1f\oь:,n-1a\h.Lll(Мitd;rt1t,Я" llld
lidtl--ldlllc"t·<dt:.-tt-"""',olJl..,..Ь.'""ll CHt11..nt.t lht<м-.. ...
$!,llt\lnor,i:f,-1'1,,,,,,( •"N\,lo.f!,P•lpl,,ll(tttlr.-,
°'1f!U t.,·.I..Mдllc:tlIOI
АС No:61-65Е
,.,Н-Аир.о,,r:,4,,,.
nфl .J-5">8"
. .
. ,· Сборник аэронавигацио ной информаци , ..
Сборник аэронавигационной информации содержит общие сведения о выполнении полётов и процедурах управления воздушным движением, применяющихся органами Национальной системы УВД США, Он также включает в себя информацию, полезную пилотам: медицинские факты, аспекты безопасности полётов и т.д. |
. Руководство по эксплуатации самолёта
Руководство по эксплуатации самолёта представляет собой технический справочник, который содержит базовую информацию, необходимую для пилотирования самолётов. В него включаются сведенияпо эксплуатации самолётов различных систем и по переходу с одного самолёта на другой. |
![]()
Руководство пилота-инструктора содержит сведения, помогающие начинающему инструктору понять и применять на практике базовые принципы обучения лётному мастерству, а также последнюю информацию по авиационному обучению в США. Информация, содержащаяся в руководстве, может быть полезна и опытным инструкторам. |
· :. Руководство nилота7инструктора ·.с •• • •
..
Руководство по полётам по ППП предназначено для инструкторов, преподающих полёты по приборам, и пилотам, готовящимся к экзамену по полётам по ППП. Руководство содержит основную информацию, которую необходимо знать пилоту, осуществляющему полёты по ППП. |
~ Руководство по nолётам по _ППП .
. . .
Руководство по методике полётов по ППП представляет собой технический справочник для профессиональных пилотов, осуществляющих полёты по ППП, и содержит более широкий спектр информации, чем руководство по полётам по ППП. |
·. _ Руководство по методике nолётов по ППП.

_oшn,ER,'S.,.ff.iRПURl
Рис. 1-15. Примеры авиационных руководств. Многие из них доступны для бесплатного скачивания на веб-сайте FAA.
Рис. 1-16. Эксплуатационные справочники пилота.
Рис. 1-17. Пример консультативного циркуляра.
Номер любого АС состоит из трёх частей и выглядит следующим образом: 25-42С. Первое число определяет тему АС и соответствует определённой части 14 CFR. Например, АС на тему «Сертификация: пилоты, по лёты и наземные инструкторы» имеет номер АС 61-бSЕ. В рамках каждой темы циркуляры имеют последова тельную нумерацию. Число после дефиса представляет собой порядковый номер циркуляра. Третья часть но мера - буква, которая присваивается выпустившим АС органом и указывающая на порядковый номер из дания (если в циркуляр вносились изменения). Первое издание циркуляра не имеет в своём номере буквы. Циркуляр, приведённый на рис. 1-17, является пятым изданием, о чём свидетельствует буква «Е».
Авиационные издания
FAA, в сотрудничестве с другими государственными органами, выпускает ряд изданий, важных для обе спечения безопасности полётов. На рис. 1-18 приве дены некоторые примеры изданий, предназначенных для пилотов.
Аэронавигационная информация для пилотов
Извещения пилотам (НОТАМы)
Срочная аэронавигационная информация, которая по явилась после выхода постоянных изданий или не мо жет быть включена в них по причине ограниченного срока действия, распространяется через националь ную систему извещений пилотам (НОТАМ). НОТАМы
содержат сведения, представляющие особую важ ность для обеспечения безопасности полётов, а также информацию, дополняющую материалы дру гих изданий.
НОТАМы подразделяются на две категории: даль него действия (D) и центра обработки полётных данных (FDC).
НОТАМы (D) распространяются всеми навигацион ными станциями, входящими в Национальную систему УВД, всеми аэропортами открытого пользования, ги дроаэропортами и вертопортами, перечисленными в справочнике аэропортов и наземных служб (A/FD). Они включают в себя такую информацию, как: сведения о закрытых рулёжных путях; нахождении персонала или оборудования вблизи рулёжных дорожек; свето сигнальном оборудовании, не соответствующем критериям инструментальной посадки (например, системе визуальной индикации глиссады).
НОТАМы FDC содержат поправки к официальным схемам захода на посадку по приборам и другим дей ствующим аэронавигационным картам. Они также могут использоваться для оповещения о временных ограничениях, вызванных такими факторами, как стихийные бедствия или крупномасштабные обще ственные мероприятия.

IJt,IТEO $TATES
,,
, ч ., ' '" ' ",ц ' \
AIRPORТ!FACILITY DIRECTORY
SOUTHWEST U.S. sw
...:...,...._.._,:._.,..,_.,....L, _-..,:. S-..?...:..5.-.-.:21
·- =.-.-::-
""""'
"
":: :« н,оп
.._.'......."."....,·,.?. .,.,..V.....0.....-..'..9.lm'lla'...,_
"1;м,1_"",,..-,Ф.- ,:,:sf<..--:Т
""""-.(>.•.-.........
- !'А =Е
.,,_..._
1
--
--
-- l-
·--
4
НОТАМы распространяются в печатном виде по подписке, а также доступны в станциях службы
обеспечения полётов и в Интернете по адресу https:// pilotweb.nas.faa.gov/distribution/atcscc.html (рис. 1-19).
Сборник аэронавигационной информации {AIM)
Типы и категории ЛА
Сверхлёгкие транспортные средства
Сверхлёгкие ЛА (рис. 1-20) могут носить название
«транспортных средств», если они не подпадают по ре гламентацию FAA. Это происходит в случаях, если ЛА:
является одноместным;
Рис. 1-18. Слева направо: секционная аэронавигационная карта для полётов по ПВП; карта для полётов по ППП; справочник A/FD (с примером страницы).



-
u.s.
,_,,
afTt
.....
NOTICESTO
AIRМEN
Domestic/1nternational
February 15, 2007
Na1luш:
March 15, 2007
ШW<o, l,'r,..,,,.,,.....,Ь,,IN f'i/111, М ,-/«.IN>/W ,..,,...,..,, lltl, ,-.1,w ,_,,.,.,u,,, w,,,.,,.,
Ьnp:IJ,..,.w.fa,o,'{NТA.P
N()fi«ft<>A.it'-WblмIII IJtl1/lflNК"lfllo,,llfl'f•/OT /ivt1tdlчflft pU,,_ 1.#kf/,ltD
Рис. 1-20. Сверхлёгкое транспортное средство с массой менее 254 фунтов.
Рис. 1-19. Пример НОТАМа. Большинство НОТАМов доступны для бесплатного скачивания на веб-сайте FM.
предназначен для индивидуального использова ния (спорта или отдыха);
не имеет сертификата лётной годности;
не имеет двигателя и весит менее 155 фунтов (70 кг), либо имеет двигатель и весит менее 254 фунта (115 кг) сухой массы, исключая поплавки и средства без опасности, применяющиеся в аварийных ситуа циях, при этом топливный бак имеет вместимость не более 5 галлонов (19 л);
имеет максимальную индикаторную воздуш ную скорость горизонтального полёта не более 55 узлов (102 км/ч);
имеет индикаторную скорость сваливания не бо лее 24 узлов (44 км/ч).
Пилоты сверхлёгких транспортных средств не подле жат сертификации или лицензированию, если они со вершают полёты в соответствии с эксплуатационными правилами 14 CFR. Согласно этим правилам, полёты мо гут выполняться только в неконтролируемых зонах воз душного пространства и над ненаселёнными территори ями. Лица, пилотирующие сверхлёгкие транспортные средства, должны быть ознакомлены с положениями 14 CFR 103.
Класс лёгких спортивных ЛА (LSA)
В 2004 году FAA объявила о введении нового класса воздушных судов и новой категории пилотов, сни зив для них требования к уровню лётной подготовки и упростив процедуру сертификации. Спортивная
лётная лицензия предназначена для пилотов, эксплу атирующих лёгкие и простые ЛА, и предоставляет им ограниченные привилегии. Класс лёгких спортивных ЛА (LSA) включает в себя: самолёты (наземного и во дного базирования); автожиры; дирижабли; неуправ ляемые аэростаты; ЛА, управляемые переносом массы тела (наземного и водного базирования); планёры и па рамоторы (рис. 1-21).
ЛА, соответствующие классу LSA, должны удовлетво рять следующим требованиям.
Их максимальная общая взлётная масса не должна превышать 1320 фунтов (599 кг), а для гидропланов - 1430 фунтов (649 кг). Для ЛА легче воздуха максимальная взлётная масса не должна превышать 660 фунтов (299 кг).
Максимальная скорость сваливания не должна превышать 45 узлов (83 км/ч), а максималь ная воздушная скорость горизонтального полёта при максимальной номинальной мощности
120 узлов (222 км/ч).
Они должны быть одно- или двухместными.
При наличии на них двигателя, это должен быть единственный поршневой, роторный или дизель ный двигатель.
Они должны быть оснащены неубирающимся шасси (за исключением планёров и ЛА водного базирования).
Они должны продаваться готовыми к полёту, прохо дить сертификацию в соответствии со стандартами класса LSA и использоваться для спорта и отдыха, обучения лётному делу и сдачи в наём.
Каждый ЛА должен иметь регистрационный номер. ЛА, соответствующий классу LSA, может эксплуати роваться в ночное время только при условии, что он
оснащён необходимым бортовым оборудованием, а пи лот имеет лицензию пилота-любителя и медицинский сертификат классом не ниже третьего.
Лицензирование пилотов
Лётная лицензия даёт пилоту право на осуществление лётной деятельности, характер которой зависит от вида лицензии. Требуемые уровень лётной годности, подготовка, опыт и процедура сдачи сертификацион ного экзамена также варьируются в зависимости от вида лицензии (рис. 1-22).



... |
,
Рис. 1-21. Некоторыепримеры LSA (сверху вниз): автожир; ЛА, управляемый переносом массы тела; парамотор.

, - UNITED STATES-OF AMERICA
х, °.'\
JVrel',.::;:;:mOfМ' liSl'OflTAТIOrl• FfOflW.AVIATIONAIJ№NJSТRAflOtl ;,:,1
JOНN О PU81JC XXJO(XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX ХХХХХХХХ
V A!IOAESS XJOOOQ()(J()(XXJOO(JQ(XXXXJOOOOO<XXXXXXX
ххххххххххххххххххххххххххххххххх
XXXXXX)O()OOOOOXXXXXJOOOOO(XXXXXXX 1
XX)OO(){)(J()O(J(
VI NATIONAI.I rv l1SA SEX l<EIGНТ WEIGНТ l<AIR eves I
IVII 008. 18AUG1977 1,4 75 230 BAOWN BAOWN
IX НАS;-FО!ЖОтd911 OPEilfy ТOEXERCISeПЩPRIV1LEGSSOf'
" нт
111 Cfn'rlflCAIEi
Х МJFOF- ISSIJE 1
Xl\f
\1111,..:
X):XXXJCOOo:XX X.XJ(X)(}(OOXIOI.
X){XJ()(XXXX \
X1JAATINOS j
10CXXXXX nxxxn
X):11.)1:;n'X)l'.IOIXXXX)OOfXXXltXЦXXXXXUXX: Ц:()':ioootnX.IO(;axxЦ: XXQ;X
nx,:un.xnxj(}CWXXЦX:x;t)(x.xn;цxxxxx_,:x;ic,:x;(:(Xt.xщx l\x.r.x;."(КX
xx•IOCX IOQl: xxxxxxx IOOOiX:XXXXXЩ
x nxxxxxxxx:xxxxxxxxxxxюrxxxx xxx
'!С ХХХ ХХ
l(IQOOQQl: xxx;o;x
XX !l': rxnю(
'XX
фXn'XXOX.)(ц,C XkXX:tt.ooao:XX
uмrr•N>N&
",.."',.."'х"1<>""11•"'••"'1о°' ххххх""""'-""""""""",..'!'1""""°""".ЮСХХ,С'°"" =ц,,-,.""'х=:-:
XXXЖXX )QUOCUUX)QIX.X,U)l:Ц.U:l:(UJUOOCX JOtXXXX:«QXXXXXXXXXK
цхпu:о: XO'UВXKYOXXUXY1XX n:xxxxx:xxx.x-xx,:J:nxxx
ц юr,: )(i'JIJQUtX.XXК .JJIJIЭQI0\ 11:xX;t;;ic 'tXI(
vns тune
Of'НOI.D•A
Рис. 1-22. Лицевая (вверху) и оборотная стороны лётной лицензии FAA.
Спортивная лётнаялицензия
Для получения спортивной лицензии лётчик-курсант должен иметь следующий авиационный опыт (в зави симости от типа ЛА):
самолёт - 20 часов налёта;
парамотор - 12 часов налёта;
ЛА, управляемый переносом массы тела (мото- дельтаплан) - 20 часов;
планёр - 10 часов;
винтокрылый ЛА (только автожиры) - 20 часов;
ЛА легче воздуха - 20 часов (дирижабль) или 7 часов (неуправляемый аэростат).
Другие требования:
начать лётное обучение могут лица, достигшие 16 лет (для планёров - 14 лет);
пройти экзамен на получение спортивной лицен зии могут лица, достигшие 17 лет (для планёров - 16 лет);
необходимо уметь читать, писать и понимать по-английски;
необходимо иметь действующее водительское удо стоверение (в качестве подтверждения годности по состоянию здоровья).
Лицензияпилота-любителя
Получить лицензию пилота-любителя могут лица, удовлетворяющие следующим требованиям:
достигшие 17 лет (16 лет для полётов на планёре
или неуправляемом аэростате);
умеющие читать, писать, говорить и понимать по-английски;
сдавшие надлежащий квалификационный экза мен (теоретический и практический);
соответствующие требованиям аэронавигацион ной подготовки;
имеющие лётную книжку с отметкой инструктора;
имеющие медицинский сертификат третьего класса, выданный согласно положениям 14 CFR, часть 67 (кроме планёров и неуправляемых аэро статов - для них медицинское освидетельствова ние не требуется).
После прохождения дополнительного обуче- ния согласно 14 CFR, раздел 61.l0l(c), пилоты-лю бители могут совершать маршрутные полёты на расстояние до 50 морских миль (93 км) от аэропорта вылета. Дополнительные ограничения включают в себя запрет на полёты в ночное время и в зонах воздушного пространства, управляемых службами
УВД.
Пилот-любитель должен иметь налёт не менее 30 ча- сов. Этот налёт должен включать в себя, как минимум:
15 часов налёта с инструктором;
2 часа маршрутного налёта;
3 часа подготовки к практическому экзамену;
3 часа одиночного налёта.

Рис. 1-23. Пример ЛА, который имеет право пилотировать частный пилот.
Лицензия частного пилота
Частный пилот имеет право на выполнение полётов в личных целях и при отсутствии денежного вознаграж дения (за исключением некоторых особых случаев). Среди ведущих лётную деятельность пилотов боль шинство имеют именно эту лицензию. Лицензия част ного пилота позволяет управлять любым ЛА (в рамках соответствующего класса) в некоммерческих целях и даёт пилоту почти неограниченные права на полёты
по ПВП. Пилоту разрешается перевозить пассажиров и совершать полёты в бизнес-целях; однако, получе ние вознаграждения за лётные услуги запрещено, хотя пассажиры могут оплачивать пропорциональную долю полётных расходов (например, стоимость топлива или аренды ЛА). Частный пилот должен пройти обучение согласно 14 CFR, часть 61 и иметь налёт не менее 40 ча сов, включая 20 часов налёта с инструктором и 10 часов одиночного налёта (рис. 1-23).

Рис. 1-24. ЛА комбинированного типа.
Коммерческая лётная лицензия
Пилот с коммерческой лицензией может получать воз награждение за лётные услуги. Подготовка к получе нию такой лицензии предполагает достаточно глубокое знание бортовых систем ЛА и более высокие стандарты лётного мастерства. Сама по себе коммерческая лётная лицензия не даёт пилоту права на полёты в сложных метеоусловиях (СМУ), и пилот без рейтинга полётов по приборам может совершать полёты только в дневное время на расстояние не более 50 морских миль (93 км). Пилот с коммерческой лицензией должен уметь управлять ЛА комбинированного типа и иметь доста точный налёт на таких ЛА (или ЛА с газотурбинным двигателем). Практический экзамен (по крайней мере, частично) проходит на ЛА комбинированного типа. ЛА комбинированного типа должны иметь убирающееся шасси, подвижные закрылки и воздушный винт изме няемого шага. Для получения дополнительной инфор
мации см. 14 CFR, часть 61, раздел 61.31(с) (рис. 1-24).
Лицензия пилота авиалиний
Для получения лицензии пилота авиалиний (АТР) требуется наивысший уровень лётной подготовки. Лицензия АТР необходима для выполнения обязан ностей командира воздушного судна авиакомпании, осуществляющей регулярные рейсы. Минимальный налёт для получения лицензии составляет 1500 часов. Помимо этого, пилот должен быть старше 23 лет, уметь

Рис. 1-25. Самолёт, управляемый пилотом с лицензией АТР.
читать, писать, говорить и понимать по-английски и иметь «высокие моральные устои» (рис. 1-25).
Выбор лётной школы
Выбор лётной школы - важная часть процесса подго товки пилота. Лётное обучение в США ведут как серти фицированные FAA лётные школы, так и не имеющие такого сертификата, а также независимые пилоты-ин структоры. Всё обучение производится под надзором FAA и согласно положениям 14 CFR, части 141 и 61. Лётные школы, действующие согласно 14 CFR, часть 61, сертифицируются FAA. Сертификация является добро вольной. Для получения сертификата школа должна соответствовать жёстким требованиям в отношении персонала, оборудования, технического обслужива ния и учебных помещений, а также вести преподава ние согласно учебно-тренировочному процессу, ут верждённому FAA. Сертифицированные школы могут иметь рейтинг наземных или лётных. Помимо этого школы могут получить право проводить практические (лётные) и теоретические (компьютерные) экзамены. Консультативный циркуляр АС 140-2, «Перечень лёт ных школ, сертифицированных FAA», содержит список сертифицированных наземных и лётных школ, а также учебных курсов, предлагаемых каждой из них. С цир куляром АС 140-2 можно ознакомиться на веб-сайте FAA по адресу www.faa.gov.
Поступление в лётную школу, действующую согласно 14 CFR, часть 141 гарантирует качественное, система тическое обучение на основе структурированного под хода к учебному процессу. Школы обязаны документи ровать все этапы учебного курса и утверждать их в FAA. Такая структура обучения позволяет сертифицирован ным школам подготавливать курсантов к экзаменам в более короткий срок, что означает снижение стоимо сти обучения. Например, минимальные требования для получения лицензии пилота-любителя составляют
35 часов налёта при обучении в школе, сертифициро ванной согласно 14 CFR, часть 141, и 40 часов налёта - для школы, действующей по 14 CFR, часть 61. (Для ли цензии пилота-любителя эта разница может оказаться несущественной, поскольку в среднем по стране боль шинству курсантов-пилотов требуется от 60 до 75 ча сов лётной практики).
Многие высококлассные лётные школы не видят не обходимости в сертификации по 14 CFR, часть 141 и ведут обучение согласно положениям 14 CFR, часть 61. 14 CFR, часть 61 содержит требования к лицензирова нию и присвоению рейтинга пилотам, проходящим обучение в несертифицированных лётных школах и у частных пилотов-инструкторов, а также устанавли вает параметры теоретического обучения и налёт для получения различных лётных лицензий и рейтингов. Лётные школы и пилоты-инструкторы должны вести обучение согласно обязательным нормативам и стан дартам, устанавливаемым 14 CFR, часть 61.
Преимуществом лётного обучения согласно 14 CFR, часть 61 является гибкость учебного процесса. Программа обучения может разрабатываться инди видуально для каждого курсанта, поскольку 14 CFR, часть 61 определяет только необходимый минимум налёта и теоретической подготовки, оставляя органи зацию обучения на усмотрение школы. Такая гибкость может быть и недостатком: обучение у инструктора, неспособного надлежащим образом организовать учебно-тренировочный процесс, может потребовать от пилота-курсанта дополнительных затрат времени и средств. Чтобы избежать этой проблемы, следует удо стовериться, что у инструктора имеется хорошо доку ментированная программа учебной подготовки.
Как найти хорошую лётную школу
Для получения информации о подготовке пилотов, об ратитесь в местное управление FSDO, которое ведёт реестр всех лётных школ в своём регионе. Выбор лёт ной школы зависит от вида лицензии, на получение которой рассчитывает курсант, и от того, намерен ли он выполнять полёты в личных целях или намерен стать профессиональным пилотом. Ещё один важный фактор - количество времени, которое курсант мо жет уделить обучению. Наземное и лётное обучение должно проходить с максимальной частотой и регуляр ностью, поскольку только такой подход позволяет за крепить в памяти полученные знания и овладеть лёт ным мастерством.
Не следует принимать решение, основываясь ис ключительно на стоимости обучения, поскольку от качества подготовки зависит очень многое. Перед при нятием окончательного решения посетите выбранные
вами лётные школы и побеседуйте с их руководством, инструкторами и курсантами.
В процессе выбора школы нужно действовать ак тивно и настойчиво. Соберите необходимую информа цию, просмотрите авиационные журналы и поговорите со знакомыми пилотами. На основании полученных сведений составьте список вопросов. Один их важных параметров - надёжность используемых при обуче нии ЛА. Поинтересуйтесь у курсантов школ, в каком состоянии находятся ЛА, на которых они проходят лёт ную подготовку.
Определите, насколько удобно для вас учебное расписание школы. Каковы рабочие часы школы? Располагает ли школа оборудованными аудиториями для наземного обучения согласно требованиям FAA? Есть ли помещения для предполётного инструктажа, разбора и анализа полётов? Изолированы ли эти по мещения? Позволяют ли они создать спокойную ат мосферу, в которой инструкторы могут обсудить с кур сантами выполненный полёт, не вызывая у последних ощущения неловкости?
Пройдите по помещениям школы и осмотрите их. Запишите полученную информацию, не спеша обду майте и проанализируйте её - и только после этого принимайте решение. Активный подход к выбору лёт ной школы позволит курсанту выбрать учебное заве дение, в максимальной степени соответствующее его целям и предпочтениям.
Как выбирать сертифицированного пилота-инструктора (СПИ)
Вне зависимости от того, проходит курсант обучение согласно 14 CFR часть 141 или часть 61, эффективность программы зависит от качества наземной и лётной подготовки, обеспечиваемой лётчиком-инструктором. Инструктор несёт полную ответственность за обуче ние курсанта в полном соответствии со стандартами, определяемыми процедурой лицензирования.
СПИ должен понимать методику обучения, знать основы педагогики и уметь строить эффективное вза имодействие с пилотом-курсантом. Пилот, сдающий экзамен на лицензию инструктора, проходит практи ческую проверку этих навыков в конкретных ситуа циях учебного процесса. Лётчик-инструктор является ключевой фигурой ситуативных тренировочных про грамм, одобренных FAA. В процессе обучения он высту пает в качестве советника и проводника для курсанта. Обязанности и полномочия лётчика-инструктора включают в себя следующее:
поэтапное выполнение ситуативной тренировоч ной программы;
обучение курсанта основам планирования и
выполнения полёта, вырабатывание у него навы ков объективной оценки собственных действий;
тренировка способности курсанта применять полученные теоретические знани в реальных ситуациях;
определение сложностей в обучении и помощь в их преодолении;
оценка достижений курсанта в ходе учебного про
цесса и их документирование;
постоянный анализ хода учебного процесса.
При возникновении у курсанта ощущения, что вы бранный им СПИ не владеет методикой лётного обу чения, или в случае несоответствия рабочих расписа ний курсанта и инструктора, необходимо обратиться к другому СПИ. Правильный выбор СПИ очень важен, поскольку знания и опыт, приобретённые курсантом под руководством инструктора, могут оказать влияние на всю его лётную карьеру.
Пилот-курсант
Первый шаг к тому, чтобы стать пилотом, заключа ется в выборе типа ЛА. От этого зависят правила по лучения лицензии пилота. Выбирать можно между самолётами, автожирами, ЛА, управляемыми пере носом веса, вертолётами, парамоторами, планёрами, неуправляемыми аэростатами и дирижаблями. Для пилотирования сверхлёгких транспортных средств лицензия не требуется.
Основные требования
Пилот-курсант - это пилот, готовящийся к экза мену на получение лицензии под руководством лётчика-инструктора и, при определённых условиях, имеющий право на одиночные (самостоятельные) по лёты. Для получения объединённого медицинского сертификата и сертификата пилота-курсанта необхо димо обратиться к авторизованному FAA специалисту врачебно-лётной экспертизы и пройти медицинский осмотр. Сертификат пилота-курсанта может быть вы дан инспектором FAA или назначенным FAA пилотом экзаменатором. Для получения сертификата пилота курсанта необходимо соответствовать следующим требованиям:
быть старше 16 лет (для пилотирования планёра или неуправляемого аэростата- старше 14 лет);
уметь читать, писать, говорить и понимать по-английски;
иметь медицинский сертификат третьего класса (для пилотирования планёра или неуправляемого аэростата - документ, подтверждающий отсут ствие медицинских противопоказаний).
Требования медицинской сертификации
Второй шаг к тому, чтобы стать пилотом, - это получе ние медицинского сертификата и сертификата пилота студента (если выбран самолёт, вертолёт, автожир или дирижабль). (FAA рекомендует получить медицинский сертификат до начала лётного подготовки, чтобы избе жать расходов на обучение, которое не будет возможно сти завершить по медицинским показаниям). Пилоты неуправляемых аэростатов и планёров освобождены от получения медицинского сертификата, но обязаны подать письменное заявление, удостоверяющее, что медицинских противопоказаний к пилотированию этих ЛА не имеется. Пилоты новой спортивной кате гории не обязаны получать медицинский сертификат; доказательством надлежащего состояния их здоро вья служит водительское удостоверение. Заявители, не соответствующие установленным требованиям или имеющие физические недостатки, которые огра ничивают, но не исключают полностью выполнение функций пилота, должны обратиться в ближайший филиалFАА.
Для получения медицинского сертификата необходимо
пройти медицинский осмотр, проводимый врачом, ко торый является сертифицированным FM специалистом врачебно-лётной экспертизы (СВЛЭ). В США примерно шесть тысяч сертифицированных СВЛЭ. Медицинские сертификаты бывают трёх классов, с первого по третий. Обычно, сертификаты первого класса необходимы пи лотам транспортных авиалиний, второго класса - пи лотам коммерческих пассажирских авиакомпаний, тре тьего - курсантам и пилотам-любителям. Сертификат пилота-курсанта выдаётся СВЛЭ после первого меди цинского осмотра. Этот сертификат позволяет курсанту, проходящему обучение под руководством лётчика-ин структора, выполнять одиночные (самостоятельные) полёты при определённых условиях. При выполнении таких полётов курсант всегда должен иметь сертификат при себе. Сертификат действителен до первого дня ме сяца в течение 24 месяцев после выдачи.
Условия выполнения пилотами-курсантами одиночных полётов
Как только курсант приобрёл необходимые знания и опыт, СПИ может дать разрешение на ограниченный самостоятельный полёт в ЛА конкретной марки и мо дели. Пилот-курсант не имеет права перевозить пас сажиров или выполнять полёт с деловыми целями и обязан подчиняться ограничениям, установленным СПИ. К лицам, получающим сертификат пилота-кур санта, не предъявляется никаких требований, за ис ключением наличия медицинского сертификата соот ветствующего класса. В то же время, для выполнения
одиночных полётов от курсантов требуются опреде лённые минимальные аэронавигационные знания и опыт.
Как стать пилотом
Курс обучения, который должен пройти пилот-кур сант, определяется типом лицензии, которую он наме ревается получить. Этот курс включает в себя назем ную и лётную подготовку, необходимую для получения знаний и опыта, которыми должен обладать сертифи цированный пилот выбранной категории и класса ЛА. Описание знаний и навыков, требующихся для различ- ных категорий и классов ЛА, приведено в 14 CFR, часть 61, «Сертификация пилотов, лётчиков-инструкторов и наземных инструкторов».
Требования для получения лицензии пилота-лю бителя приведены в подразделе D.
Требования для получения лицензии частного пи лота приведены в подразделе Е.
Требования для получения спортивной лётной ли цензии приведены в подразделе J.
Основой теоретической части обучения являются учебные и справочные материалы FAA (например, на стоящая книга), а также другие источники, которые можно получить в печатном виде в Управлении доку ментации, а также загрузить с веб-сайта отдела нор мативно-правового обеспечения по адресу: http:// www.faa.gov/about/office_org/headquarters_offices/avs/ offices/afs/afsб00/.
В процессе обучения СПИ могут использовать ком мерческие материалы, особенно в тех случаях, когда официальные источники ограничены. В процессе об учения пилот-курсант должен следовать рекоменда циям инструктора в отношении выбора источников и последовательности их изучения. Планирование учебной программы и неукоснительное её выполнение позволяют достичь хороших результатов на квалифи кационном экзамене. И напротив, беспорядочный, ха отичный процесс обучения обычно приводит к неудов летворительным результатам.
Помимо аэронавигационных знаний (например, принципов полёта), от курсанта требуется умение вы полнять пилотажные манёвры. Уровень лётного ма стерства и налёт определяются выбранной лётной категорией и классом ЛА. Обучение практике пилотаж ных манёвров проходит в четыре этапа:
СПИ объясняет курсанту суть манёвра и демон стрирует его;
в процессе выполнения манёвра СПИ комменти рует свои действия;
курсант отрабатывает выполнение манёвра под на блюдением СПИ;
СПИ даёт курсанту разрешение на отработку ма нёвра в одиночном режиме.
После того, как пилот-курсант продемонстрирует достаточный уровень теоретической подготовки, до стигнет надлежащего мастерства в выполнении пило тажных манёвров и получит необходимый налёт, СПИ визирует его лётную книжку, давая курсанту допуск к письменному и практическому экзаменам на получе ние лицензии пилота.
Теоретический и практический экзамены
Теоретический экзамен
Теоретический экзамен на получение лицензии пилота проводится в форме компьютерного тестирования. Тест состоит из вопросов объективного характера, на каждый из которых предлагается несколько ответов. Необходимо выбрать правильный ответ. Такой спо соб тестирования экономит время экзаменуемого, ис ключает влияние субъективного фактора на оценку знаний курсанта и ускоряет определение результатов экзамена.
Лицам, намеревающимся сдать экзамен на получе
нии лицензии пилота-любителя или частного пилота, необходимо ознакомиться со следующими норматив ными документами:
4 CFR, часть 61, раздел 61.23, «Медицинские серти фикаты: требования и период действия»;
14 CFR, раздел 61.35, «Теоретический экзамен: обя зательные требования и проходной балл»;
14 CFR, раздел 61.83, «Требования годности для пилотов-курсантов».
Лицам, намеревающимся сдать экзамен на получе ние лицензии пилота-любителя, следует также ознако миться с 14 CFR, раздел 61.96, «Требования годности: общие положения», а сдающим экзамен на лицензию частного пилота - 14 CFR, раздел 61.103, «Требования годности: общие положения». Примеры экзаменаци онных вопросов можно получить на веб-сайте FAA по адресу: http://www.faa.gov/training_testing/testing/ airmen/test_questions/.
Для прохождения экзамена необходимо зарегистри роваться и представить документы, удостоверяющие личность. Заявителям предлагается возможность пройти пробный тест без ограничения времени. Время выполнения экзаменационного теста ограничено, но большинству экзаменуемых его вполне достаточно, чтобы выполнить и проверить свою работу. После вы полнения теоретического теста заявитель получает заверенный печатью отчёт о прохождении теоретиче ского экзамена, в котором отражены результаты тести рования. Для успешного прохождения экзамена нужно набрать не менее 70 очков.
Когда именно сдавать экзамен
Прохождение теоретического экзамена принесёт мак симальную пользу и будет наиболее успешным, если сдавать его после начала учебно-тренировочных по лётов. Поэтому FAA рекомендует обращаться за про хождением тестирования после того, как курсант вы полнит одиночный маршрутный полёт. Практические знания, полученные в ходе такого полёта, могут дать курсанту определённые преимущества при прохожде нии теоретического экзамена. Для определения наибо лее благоприятного момента для сдачи экзамена реко мендуется посоветоваться со СПИ.
Где сдавать экзамен
На территории США существует несколько сотен цен тров тестирования, уполномоченных FAA принимать теоретические экзамены на получение лицензии пилота. Прохождение экзаменов является платной услугой. Полный список центров тестирования, их адреса и телефонные номера можно получить на сайте FAA по адресам http://www.faa.gov/training_testing/ testing/ или http://www.faa.gov/licenses_certificates/ airmen_certification/airmen_FAQ/.
За этой информацией также можно обратиться в местное отделение FSDO. Если пилот-курсант прохо дит обучение в лётной школе, действующей согласно 14 CFR, часть 141 и имеющей полномочия на принятие экзаменов, теоретический экзамен входит в учебное расписание.
Практический экзамен
Методика проведения практических лётных экзаменов и оценки их результатов разработана FAA (рис. 1-26). Эти экзамены проводятся инспекторами и официаль ными экзаменаторами (DPE) FAA. Практические на выки и умения, которые должен продемонстрировать курсант в ходе экзамена, описаны в 14 CFR, часть 61.
Поскольку FAA требует, чтобы все практические эк замены проводились в соответствии со стандартами практического тестирования (PTS) и регламентаци ями, приведёнными во введении к сборнику PTS, в про цессе обучения курсанту необходимо ознакомиться с этим сборником.
Сборник PTS является пособием по приёму экзаме нов и не предназначен для использования в качестве программы лётной подготовки. Лётчик-инструктор несёт ответственность за то, чтобы курсант был подго товлен в соответствии с установленными стандартами. Описание заданий и информация о том, как выполня ются конкретные процедуры и манёвры, содержится в


![]()
![]()
FllGнт INSTF{ucтoR
Pracuca, T1tst Standarr1s
fo,
-
GLIDE,t
...

COMMERCIAL PILOT
Praclle-11I Test St,ndards
AIRPLANE
(IEI..МIL.IU.•UI
....,,..,
Рис. 1-26. Примеры стандартов практического тестирования.
учебной и справочной литературе (например, в насто ящей книге). Перечень справочных документов приве дён во введении к сборнику PTS. Сборник можно полу чить следующим образом:
загрузить с веб-сайта FAA по адресу www.faa.gov;
приобрести печатнуюверсию вПравительственной типографии в Питтсбурге, штат Пенсильвания, или в её интернет-магазине по адресу www.access. gpo.gov.
Умение выполнять пилотажные манёвры, пере численные в 14 CFR, часть 61, являются стандарт ным требованием для получения лицензии пилота. Практические требования, содержащиеся в сборнике PTS, подразделяются на «области практических навы ков». Эти «области» представляют собой ступени прак тического экзамена, выполняемые в логической после довательности и в соответствии со стандартами.
на получение лицензии пилота и/или рейтинга с рекомендацией лётчика-инструктора;
отчёт о прохождении теоретического экзамена с оценками не ниже «удовлетворительно»;
медицинский сертификат (для планёров и не управляемых аэростатов не требуется) и сертифи кат пилота-курсанта с разрешением лётчика-ин структора на выполнение одиночных и одиночных маршрутных полётов (для самолётов и винтокры лых ЛА) на ЛА марки и модели, который будет ис пользоваться во время практического экзамена (для кандидатов на получение спортивной лицен зии - водительское удостоверение или медицин ский сертификат);
лётную книжку пилота;
выпускной сертификат лётной школы (если тако вой выдаётся).
Кандидат должен обеспечить полётопригодный ЛА с бортовым оборудованием, соответствующим областям практических навыков, которые будут проверяться в ходе экзамена. От него также потребуют предъявить и дать объяснения по поводу следующих документов:
регистрационный сертификат ЛА;
сертификат лётной годности ЛА;
перечень эксплуатационных ограничений ЛА или утверждённое FAA руководство по лётной эксплуатации;
список бортового оборудования ЛА;
данные о весе и балансировке;
журнал технического обслуживания;
необходимые директивы по лётной годности.
Экзамен начинается с предполётной подготовки и заканчивается послеполётными процедурами. Каждая область практических навыков содержит задания, це лью которых является проверка знаний пилота, вла дения лётными процедурами и умения выполнять пилотажные манёвры в рамках данной области. Для получения лицензии пилота кандидат должен проде монстрировать надлежащие знания и навыки во всех областях.
Когда сдавать практический экзамен
14 CFR, часть 61 содержит требования к опыту и зна ниям курсанта, необходимым для прохождения прак тического экзамена на получение лицензии того или иного класса. Однако, окончательное решение о готов ности курсанта к практическому экзамену принимает СПИ. Подготовка к практическому экзамену является важной частью учебно-тренировочного процесса.
Кандидат обязан представитьследующиедокументы:
форму FAA 8710-1 (8710.11 для кандидатов на по лучение спортивной лётной лицензии), заявление
Подробная информация о пилотажных манёврах и эксплуатационных стандартах содержится в сбор нике PTS для конкретного класса лицензии и типа ЛА. Сборники можно загрузить бесплатно с веб-сайта FAA по адресу www.faa.gov или приобрести в печатном виде в Управлении документации или книжных магазинах Правительственной типографии.
Кто проводит практический экзамен FAA?
В силу значительной загрузки штатных сотрудников местных управлений FSDO, практические лётные эк замены обычно проводятся официальными экзаме наторами FAA (DPE). Кандидат должен согласовать время проведения экзамена, чтобы избежать накла док. Список экзаменаторов можно получить в местноы управлении FSDO. Поскольку DPE не получают от госу дарства оплаты за проведение экзаменов и обработк · их результатов, экзаменаторам разрешается взимать с кандидатов обоснованную плату. Если практический экзамен принимается инспектором FAA, плата за его проведение не взимается.
Функции сертифицированного пилота-инструктора
Чтобы стать СПИ, пилот должен соответствовать тре-
. бованиям 14 CFR, часть 61. FAA возлагает полную от ветственность за лётное обучение курсантов на СПИ, которые являются важнейшим звеном системы авиа ционной безопасности. Задача инструктора - пере дать курсанту знания и навыки, необходимые для того, чтобы он мог стать лицензированным пилотом и выполнять полёты в соответствии со стандартами безопасности Национальной системы УВД. Учебно тренировочная подготовка включает в себя пилотаж ные навыки, основы методики принятия решений и практики выполнения полёта.
Лётная тренировочная программа во многом зависит от уровня наземной и теоретической подготовки кур санта. Инструктор должен обладать глубоким понима нием учебного процесса, знать основы педагогики и уметь эффективно взаимодействовать с пилотом-кур сантом. В своей работе лётчики-инструкторы обычно используют методику, называемую «методом кирпичи ков». Согласно этой методике, курсант в процессе об учения движется от известного к неизвестному таким образом, что каждый новый элемент знания основан на принципах, определяемых полученными ранее зна ниями или навыками. Таким образом, узнавая нечто новое, курсант одновременно расширяет область при менения принципов и процедур, с которыми он позна комился до этого.
Для курсанта лётчик-инструктор является ролевой моделью: курсант перенимает подходы и методики, демонстрируемые инструктором как во время обуче ния, так и при выполнении обычных лётных операций. Сознательно или бессознательно, курсант пытается имитировать поведение инструктора. По этой при чине, лётчик-инструктор обязан во время полётов при держиваться общепринятых методов обеспечения без опасности и выполнять все требования нормативных документов.
Пилот-курсант должен.быть готов к тому, что при дётся потратить значительное время, усилия и сред ства, прежде чем он сможет претендовать на получение лицензии пилота. Зачастую эффективность работы ин структора и успешность программы лётной подготовки оценивают по проценту успешной сдачи практиче ского экзамена среди обучающихся у него курсантов. Компетентный лётчик-инструктор не устаёт подчёрки вать, что практический экзамен - это образец лётного мастерства курсанта, ограниченный очень коротким периодом времени. Цель настоящего инструктора - обучить и воспитать пилота, способного демонстриро вать высокое мастерство не только во время экзамена, но и в повседневной лётной практике.
Функции официального пилота-экзаменатора (DPE)
DPE играют важную роль в обеспечении авиацион ной безопасности, проводя официальные практи ческие экзамены на получение лицензии пилота и пилота-инструктора. Проведение этих экзаменов является прерогативой инспекторов FAA. Однако, наивысшим приоритетом для FAA является обеспе чение безопасности воздушных перевозок путём тщательного инспектирования ЛА, осуществляющих полёты в воздушном пространстве США. Для выпол нения задач по тестированию и сертификации пи лотов, FAA делегировало некоторые из обязанностей инспекторов лицам, не являющимся её штатными сотрудниками.
В соответствии с 14 CFR, раздел 183.23, DPE- это пи лот, который соответствует квалификационным требо ваниям Руководства пилота-экзаменатора, приказу по FAA №8710.3, а также:
является технически квалифицированным;
имеет необходимые категорию, класс и рейтинг для эксплуатации ЛА, используемых для практиче ских экзаменов;
соответствует требованиям 14 CFR, часть 61, раз делы 61.56, 61.57 и 61.58;
имеет необходимую квалификацию для выполне ния функций КВС на всех ЛА, эксплуатировать ко торые он имеет право;
имеет медицинский сертификат классом не ниже третьего (если таковой требуется);
имеет лицензию лётчика-инструктора (если тако вая требуется).
Проводя экзамены и сертификацию пилотов, DPE имеет право взимать обоснованную плату за свою ра боту. Как правило, прерогативы DPE ограничены при ёмом заявок и проведение практических экзаменов на право получения лицензии пилота и/или рейтинга. Большинство практических экзаменов на получение лицензии пилота частного или коммерческого уровня проводятся DPE.
Кандидаты в DPE должны обладать хорошей профес сиональной репутацией, продемонстрировать желание работать на благо общества и неукоснительно соблю дать регламентации и процедуры FAA. FAA делает всё необходимое, чтобы практические экзамены, проводи мые DPE, выполнялись с той же степенью профессиона лизма, по тем же методикам и в соответствии с теми же стандартами, что и экзамены, проводимые штатными инспекторами FAA.

Устройство летательного аппарата
![]()
Подъёмная сила и основы аэродинамики
Для того, чтобы понять принцип работы основных компонентов летательного аппарата (ЛА), важно знать общие положения аэродинамики. Настоящая глава представляет собой краткое введение в аэроди намику; более детально эта тема изложена в главе 4,
«Аэродинамика полёта".
Во время установившегося горизонтального полёта на ЛА действуют четыре силы: тяга, лобовое сопротив ление, подъёмная сила и вес (рис.2-1).
Падъёмная

сила
ЛобоеОе
сопротивление
тяга
Вес
Рис. 2-1. Четыре силы.
Тяга - это направленная вперёд сила, создаваемая двигателем/воздушным винтом. Она противодей ствует или преодолевает силу сопротивления. Обычно считается, что она действует параллельно продольной оси. Однако это не всегда так (см. далее).
Лобовое сопротивление - это направленная назад замедляющая сила, возникающая при столкновении воздушного потока с крыльями, фюзеляжем и другими выступающими частями корпуса. Сопротивление про тиводействует тяге и направлено назад, параллельно набегающему потоку.
Вес - это объединённая масса самого ЛА, команды, топлива и груза или багажа. Под воздействием силы тяготения вес тянет ЛА к земле. Вес противодействует подъёмной силе и направлен вертикально вниз, через центр тяжести (ЦТ) летательного аппарата.
Подъёмная сила противодействует силе тяжести. Она вызывается динамическим воздействием воз душного потока на крыло, приложена к центру давле ния ЛА и направлена вверх, строго перпендикулярно его движению.
ЛА движется в трёх плоскостях и управляется по средством перемещения tsoкpyr одной или более своих осей. Продольная ось (или ось крена) проходит сквозь ЛА от носа до хвоста, причём линия пересекает ЦТ. Поперечная ось (или ось тангажа) проходит через ЛА по линии через концы крыльев, также пересекая



![]()
![]()
Продольная ось
Поперечная ось
Тангаж Крен Рысканье
Рис. 2-2. Движения вращения, тангажа и рыскания самолёта вдоль продольной, поперечной и вертикальной осей соответственно.


![]()
![]()
Сипа пикирования
не зависит от скорости
Сила ка ирования
зависит от скорости

Если ЦТ расположен слишком близко к хвосту, при полёте на скорости сваливания сила пикирования руля высоты может оказаться недостаточной для того, чтобы выR,Овнять ос самолёта.
Если ЦТ расположен слишком близко к носу, сила кабрирования руля высоты может оказаться недостаточной для того, чтобы поднять нос
са_м_олётапер!Щ!Jосадкой.
Рис. 2-4. Компоненты самолёта.


Рис. 2-3. Центр тяжести (ЦТ).
ЦТ. Вертикальная ось (или ось рыскания) проходит сквозь ЛА вертикально, и опять же, пересекает ЦТ. Управляющие усилия заставляют ЛА двигаться во круг одной или более осей, обеспечивая контроль над его пространственным положением во время полёта (рис.2-2).
Одной из самых важных составляющих конструк ции ЛА является ЦТ. Это точка, в которой как бы со средоточена масса (или вес) ЛА. Таким образом, если ЛА сбалансировать относительно этой точки или под весить за неё, он будет сохранять относительное рав новесие. Расположение ЦТ определяет стабильность ЛА во время полёта. По мере перемещения ЦТ назад (по направлению к хвосту) ЛА становится всё более
Рис. 2-5. Ферменная конструкция фюзеляжа.
динамически нестабильным. Если ЦТ расположен по зади топливных баков ЛА, положение ЦТ необходимо определять, когда баки пусты. В противном случае, по мере сжигания топлива ЛА будет терять стабильность (рис. 2-3). Положение ЦТ рассчитывается при проекти ровании и постройке ЛА и учитывает установленное бортовое оборудование, загрузку ЛА, а также ряд дру гих факторов.
Основные компоненты
Хотя конструктивно различные самолёты могут сильно отличаться друг от друга, в большинстве случаев они состоят из одних и тех же основных

Рис. 2-6. Моноплан (слева) и биплан (справа).
компонентов (рис. 2-4). Как правило, конструкция са молёта включает в себя фюзеляж, крылья, хвостовое оперение, шасси и силовую установку.
Фюзеляж
Фюзеляж является центральной частью самолета и предназначен для размещения экипажа, пассажиров и груза. Он также обеспечивает структурную связность крыльев и хвостового оперения. В прошлом при кон струировании самолёта использовали открытую фер менную структуру, изготовленную из дерева, стали или алюминиевых трубок (рис. 2-5). Самые популяр ные типы конструкций фюзеляжа современных само лётов - монокок (по-французски «единая оболочка») и полумонокок. Более подробно эти типы конструкций обсуждаются ниже в настоящей главе.
Крылья
Крылья - это аэродинамические поверхности, при креплённые к обеим сторонам фюзеляжа. Они обеспе чивают подъемную силу, поддерживающую самолёт во время полёта. Существует множество конструкций крыльев, различных по форме и размерам. Механика создания крылом подъёмной силы рассмотрена в главе 4, «Аэродинамика полёта».
Крылья могут прикрепляться к верхней, средней или нижней частям фюзеляжа. Такие конструкции носят названия «высоко-», «средне-» и «низкоплан» соответ ственно. Число крыльев также может варьироваться. Самолёты с единственным набором крыльев называ ются монопланами, а с двумя наборами крыльев - бипланами (рис. 2-6).
Многие самолёты с высокорасположенным крылом снабжены внешними стяжками, или подкосами, кото рые во время полёта и приземления передают нагрузку на фюзеляж. Поскольку стяжки располагаются при- мерно посередине крыла, такой тип конструкции назы-
с высокорасположенным и большинство самолётов с низкорасположенным крылом имеют крылья консоль ной, или свободнонесущей, конструкции, которые спо собны нести нагрузку без внешних подкосов.
Принципиальными структурными частями крыльев являются лонжерон, рёбра жёсткости и стрингеры (рис. 2-7). Они усиливаются фермами, двутавровыми балками, тюбингом или другими средствами (включая обшивку). Конфигурация рёбер жёсткости крыла опре деляет форму и толщину крыла (его аэродинамический профиль). В большинстве современных самолётов то пливные баки являются составной частью структуры крыла либо представляют собой гибкие контейнеры, встроенные внутрь него.
К задней кромке крыла прикрепляются два типа управляющих поверхностей: элероны и закрылки. Элероны располагаются примерно от середины каж дого крыла до его конца и двигаются в противополож ных направлениях, создавая аэродинамические силы, заставляющие самолёт испытывать крен. Закрылки располагаются от фюзеляжа примерно до середины каждого крыла. При полёте в крейсерском режиме они обычно совпадают с поверхностью крыла. Во время взлёта и посадки закрылки выдвигаются, увеличивая подъёмную силу крыла (рис. 2-8).

Топливный/
бак
Обшивка
Рёбра---
жёсткости
Стрингеры
вается полуконсольным крылом. Некоторые самолёты Рис. 2-7. Компоненты крыла.
Тангаж -

Простой закрылок

Разрезной закрылок
![]()
Щелевой закрылок

Выдвижной закрылок

Щелевой выдвижной закрылок

Рис. 2-8. Типы закрылков.
Альтернативные типы крыльев
Некоторое время назад Федеральное управление граж данской авиации США (FAA) расширило номенклатуру сертифицируемых им ЛА, добавив категорию «сверх лёгкихЛА». В конструкции этих летательных аппаратов для управления полётом и создания подъёмной силы могут использоваться самые различные методы. Они подробно рассмотрены в главе 4, «Аэродинамика по лёта», описывающей воздействие средств управления

Рис. 2-9. ЛА, управляемый переносом веса, контролируется изменением положения тела пилота.
Вертикальный

Руль налравления Триммеры
стабилиэаюр
Рис. 2-10. Компоненты хвостового оперения.
на подъёмные поверхности разного типа (как крыла обычной конфигурации, так и предусматривающего изгиб либо перенос веса). Так, крыло ЛА, управляе мого переносом веса, имеет сильно изогнутую форму, и управление полётом обеспечивается изменением по ложения тела пилота (рис. 2-9).
Хвостовое оперение
Хвостовое оперение включает в себя всю хвостовую группу и состоит как из неподвижных поверхностей (вертикальный и горизонтальный стабилизаторы), так и подвижных (руль направления, руль высоты и один или несколько триммеров) (рис. 2-10).
Руль направления прикрепляется к задней части вертикального стабилизатора. Во время полёта он используется для перемещения носа самолёта влево или вправо, в то время как руль высоты, прикреплённый к задней части горизонтального стабилизатора, перемещает нос самолёта вверх или вниз. Триммеры - это небольшие движущиеся части задней кромки управляющей поверхности,

Рис. 2-11. Компонентыцельноповоротногостабилизатора.
позволяющие снизить управляющее воздействие на рычаги управления. Триммеры могут устанавливаться на элероны, руль направления и/или руль высоты и контролируются из кабины пилота.
Второй тип хвостового оперения вообще не пред полагает наличия руля высоты. Вместо этого оно включает в себя единый горизонтальный стабилиза тор, вращающийся на центральном шарнире. Такая конструкция носит название «цельноповоротный стабилизатор». Стабилизатор, как и руль высоты, приводится в действие штурвалом управления. Например, когда шарнир отводится назад, цельно поворотный стабилизатор поворачивается таким образом, что задняя его кромка поднимается вверх. Цельноповоротные стабилизаторы снабжены анти компенсатором, который устанавливается вдоль их задней кромки (рис. 2-11).
Антикомпенсатор перемещается в том же на правлении, что и задняя кромка стабилизатора, и делает стабилизатор менее чувствительным. Помимо этого, антикомпенсатор работает в каче стве триммера, снижая управляющее усилие и по могая сохранять цельноповоротный стабилизатор в желаемом положении.
Шасси
Шасси обеспечивает поддержку самолёта во время пар ковки, руления, взлёта и посадки. Самый распростра нённый тип шасси - колёсный, но самолёты также мо гут оборудоваться поплавками для посадки на воду или лыжами для посадки на снег (рис. 2-12).
Шасси состоит из трёх колёс - двух основных и третьего, расположенного либо спереди, либо в задней части самолёта. Шасси с задним колесом носит название
«шасси обычной схемы».

Рис. 2-12. Разновидностишасси: поплавки(вверху), лыжи(в середине) и колёса (внизу).
Самолёты с шасси обычной схемы иногда назы вают «самолетами с хвостовым колесом». Когда тре тье колесо располагается на носу самолёта, его на зывают «носовым колесом», а вся конструкция носит название «трёхколёсное шасси». Управляемое носо вое или хвостовое колесо позволяет контролировать движение самолёта на земле. Большинство самолё тов - как с носовым, так и с хвостовым колесом - управляется с помощью педалей руля направления. Некоторые самолёты могут управляться посред ством тормозов с раздельным приводом на правое и левое основные колеса.

Двигатепь---
Воздуwныii ви
Силовая установка включает в себя двигатель и воз душный винт. Основная функция двигателя - обеспе чивать вращение воздушного винта. Он также выраба тывает электроэнергию, является источником вакуума для некоторых бортовых инструментов, а в большин стве одномоторных самолётов - источником тепла для пилота и пассажиров (рис. 2-13). Двигатель закрыва ется обтекателем или мотогондолой (различные типы кожуха). Назначение обтекателя или мотогондолы - снижать лобовое сопротивление самолета, а также обе спечивать охлаждение двигателя, направляя поток воздуха вокруг двигателя и цилиндров.
Рис. 2-13. Компоненты двигателя.
Воздушный винт, устанавливаемый перед двигате лем, превращает момент вращения двигателя в тягу - тянущую вперед силу, которая позволяет перемещать самолёт в воздухе. Воздушный винт может также устанавливаться в задней части ЛА (винт толкающего типа). Воздушный винт - это вращающаяся аэроди намическая поверхность, которая обеспечивает тягу посредством создания аэродинамической силы. За поверхностью винта образуется область низкого дав ления, а перед ней - высокого. Разница давлений тол кает воздух сквозь винт, и самолёт движется вперёд.
Эффективность воздушного винта определяется двумя параметры:
угол установки лопасти винта, измеряемый между хордой лопасти и плоскостью вращения винта;
шаг винта, определяемый как расстояние, которое проходит винт вперед за одно обращение (как бы ввинчиваясь в твердое тело).
Две эти величины, вместе взятые, позволяют оце нить эффективность работы воздушного винта. Винты обычно подбираются к определенной комбинации конструкции и силовой установки ЛА таким образом, чтобы можно было достичь максимального кпд двига теля. Они могут тянуть или толкать ЛА (в зависимости от расположения двигателя).
Субкомпоненты
Субкомпонентами ЛА являются планер, электро система, система управления полётом и тормозная система.
Планер - базовая структура ЛА, сконструированная таким образом, чтобы выдерживать все аэродинамиче ские нагрузки, а также напряжения, связанные с весо1 топлива, экипажа и груза.
Основная функция электросистемы ЛА - выраба тывать, регулировать и распределять электроэнер гию внутри него. Электросистема может питаться о-:: различных источников: например, генераторов пере менного тока с приводом от двигателя, вспомогатель ных блоков питания или внешних источников. Он· используется для питания навигационных приборов. жизненно важных агрегатов (таких, как антиобледе• нительная система и т.д.), а также для обслуживанш= пассажиров (например, для освещения кабины).
Система управления полётом объединяет в себ;; устройства и системы, управляющие положением ЛА:: воздухе и, в результате, траекторией его полёта. В боль шинстве самолётов обычной схемы используются то1: кокромочные управляющие поверхности на шарнира.. называемые рулями высоты (для тангажа), элеронам·_,_: (для крена) и рулями направления (для рысканиF. Поверхности контролируются из кабины ЛА, пилота) или автопилотом.
На самолёты обычно устанавливаются гидравлич;: ские тормозные системы с дисковыми или бараба:сс ными тормозами, аналогичными автомобильны.
. Дисковый тормоз состоит из нескольких пластин (кс лодок), которые оказывают давление на располага : щийся между ними вращающийся диск, жестко св.:: занный со ступицей колеса. В результате увеличенг трения между диском и колодками колёса постепен':: замедляют вращение, вплоть до полной останов:к;:. Диски и колодки изготавливаются либо из стали (кс:: в автомобилях), либо из углеродного материала, к: торый легче и способен поглощать больше энерrк,:. Тормозные системы самолётов используются, гла:: ным образом, на этапе посадки, поглощая при этс огромное количество энергии, поэтому продоты: тельность их жизни измеряется в количестве посада,
а не в километрах.
Эволюция конструкции фюзеляжа самолёта шла от ранних вариантов деревянной ферменной структуры, через монококовую оболочку к современной полумоно коковой оболочке.
Ферменная структура
Главным недостатком ферменной структуры является отсутствие обтекаемой формы. В основе конструкции лежат отрезки трубок, называемые лонжеронами. Сваренные вместе, они формируют хорошо укреплён ный каркас. К лонжеронам привариваются вертикаль ные и горизонтальные кронштейны, из-за которых такая структура приобретает квадратное или прямоу гольное сечение. В конструкцию добавляют дополни тельные кронштейны, обеспечивающие сопротивле ние внешнему давлению, которое может возникнуть с любой стороны структуры. Стрингеры и шпангоуты (или вспомогательные нервюры) создают форму фюзе ляжа и поддерживают обшивку.
По мере развития технологии, дизайнеры стали за крывать ферменные элементы, чтобы придать фюзе ляжу более обтекаемую форму и улучшить его аэро динамические характеристики. Первоначально это делалось с помощью ткани. Впоследствии стали ис пользоваться лёгкие металлы (алюминий). В некото рых случаях, наружная обшивка может принимать на себя всю полётную нагрузку либо значительную её часть. В большинстве современных самолётов исполь зуется конструкция с несущей обшивкой, известная как монокок или полумонокок (рис. 2-14).
Монокок
В монококовой конструкции используется несущая об шивка, которая, подобно стенке алюминиевой банки, принимает на себя почти всю нагрузку. Являясь до статочно жёсткой, такая конструкция не очень хорошо реагирует на деформацию своей поверхности. К при меру, алюминиевая банка может выдерживать значи тельную нагрузку, если эта нагрузка приходится на края. Но если боковая поверхность банки хотя бы не много деформирована, даже незначительное давление способно раздавить банку.
В силу того, что большая часть изгибающей нагрузки приходится на наружную обшивку, а не на открытый ферменный каркас, исчезает необходимость во вну треннем укреплении структуры. Это позволяет сни зить её вес и увеличить внутреннее пространство.
Один из оригинальных методов использования монокока был впервые предложен американским
Полумонокок

![]()
)
![]()

(
Несущая обwивrа
Всnомоrатеnьные
нер8q11,1
Монокок
![]()
Рис. 2-14. Монококовый и полумонококовый дизайн фюзеляжа.
инженером Джеком Нортропом. В 1918 году он раз работал новый способ изготовления монококового фюзеляжа, который впоследствии был применён при создании самолёта «Локхид S-1 Рейсер». Конструкция состояла из двух фанерных половинок оболочки, кото рые наклеивались на деревянные обручи-стрингеры. Для того, чтобы получить половинки, конструктор ис пользовал три больших куска еловой фанеры, которые размачивались в клее и укладывались в полукруглую бетонную пресс-форму, напоминающую ванну. Затем форма накрывалась плотно прилегающей крышкой, и внутри её надувался резиновый шар, который прижи мал фанеру к поверхности формы. Спустя сутки глад кая и ровная половинка оболочки была готова. Обе по ловинки имели толщину не более 6 миллиметров.
Из-за сложностей при промышленном производстве монокок получил распространение лишь несколько де сятилетий спустя. Сегодня монококовая конструкция широко используется в автомобильной промышленно сти, где несущий кузов фактически является индустри альным стандартом.
Полумонокок
В полумонококовой конструкции (частичной или по ловинной) используется дополнительная структура, к которой прикрепляется обшивка самолёта. Состоящая из шпангоутов и/или нервюр различных размеров, а

Рис. 2-15. Композитныйсамолёт.
также стрингеров, эта структура усиливает несущую обшивку, частично снимая с фюзеляжа изгибающую нагрузку. На главной секции фюзеляжа также распо лагаются места крепления крыльев и теплозащитный кожух.
На одномоторных самолётах двигатель обычно кре пится в передней части фюзеляжа. Между задней стенкой двигателя и кабиной пилота устанавливается огнеупорная перегородка, служащая для защиты пи лота и пассажиров в случае внезапного пожара в дви гателе. Обычно она изготавливается из термостойкого материала (например, нержавеющая сталь). Однако в последнее время в конструкции самолётов всё чаще применяются композитные материалы. Некоторые са молёты полностью изготавливаются из них.
Композитная конструкция
История
Использование композитных материалов в конструк ции самолётов началось во время Второй мировой войны. Именно тогда при производстве фюзеляжей стратегических бомбардировщиков «В-29» стали ис пользовать стекловолокно. В конце 50-х годов этот ма териал начал широко применяться при изготовлении планёров. В 1965 году был сертифицирован первый летательный аппарат, полностью изготовленный из стекловолокна. Это был планёр «Диамант HBV» швей царского производства. Четыре года спустя в США был сертифицирован полностью стеклопластиковый четы рёхместный одномоторный самолёт «Уиндекер Игл». В настоящее время более трети всех самолётов в мире производятся из композитных материалов.
Композитный материал - широкое понятие. К таким материалам относятся стекловолокно, углепластик,
пуленепробиваемое волокно «Кевлар», а также их со четания. Композитная конструкция имеет два важных преимущества: чрезвычайно гладкая поверхность и возможность изготовления сложных изогнутых илv. обтекаемых структур (рис. 2-15).
Самолётыиз композитных материалов
Композитный материал - это искусственно созданньп', неоднородный материал, состоящий из наполнителя 1: армирующих элементов (волокон). Наполнитель вы ступает в качестве своеобразн_ого «клея», скрепля.с волокна и (при вулканизации) придавая изделик форму, а волокна принимают на себя основнук часть нагрузки.
Существует множество различных типов волоко:: и наполнителей. При изготовлении ЛА чаще всего ис пользуется эпоксидная смола, являющаяся разнови.: ностью термореактивной пластмассы. По сравненю: с другими аналогичными материалами (такими ка, полиэфирная смола), эпоксидная смола значительн: прочнее. Кроме того, она лучше выдерживает высокv.:: температуры. Есть много вариантов эпоксидных смо. которые различаются характеристиками, временем ; температурой вулканизации, а также стоимостью.
В качестве армирующих волокон при производсЕ: ЛА чаще всего используются стекловолокно и углеро.: ное волокно. Стекловолокно обладает хорошей прочн. стью на разрыв и сжатие, высокой стойкостью к уда; ным нагрузкам. Это простой в работе, относитель:-:: недорогой и широко распространенный материал. Е · основным недостатком является достаточно больш вес. Из-за этого из стекловолокна сложно изготовv.:: несущий корпус, который по лёгкости мог бы сопер1:: чать с аналогичным алюминиевым.
Углеродное волокно в целом прочнее на разрыв и сг.: тие, чем стекловолокно, и гораздо более жёсткое на1:: гиб. Оно также существенно легче, чем стекловолоК:.- Однако его стойкость к ударным нагрузкам нескол;,, ниже, волокна достаточно хрупкие и при резком уда: - ломаются. Эти характеристики существенно улучше:::.:. в такой разновидности углеродного волокна, как «ус.. ленная» эпоксидная смола, которая используется ; изготовлении горизонтальных и вертикальных стае лизаторов лайнера «Боинг 787».
Углеродное волокно имеет более высокую стоимос-:-_ чем стекловолокно. Цены несколько упали после в:-:: дрения инноваций, появившихся в ходе разрабо:: бомбардировщика «В-2» (в 80-е годы прошлого ве, .::
и лайнера «Боинг 777» (в 90-е годы). Хорошо сконс ированные структуры из углеродного волокна мо: быть значительно легче, чем аналогичные алюми1:: : вые, - иногда более, чем на 30%.
Преимущества композитных материалов полностью композитные лопасти, а иногда и композит ную втулку несущего винта.
Композитные материалы имеют несколько существен ных преимуществ перед металлами, деревом или тка нью. Чаще всего в качестве основного преимущества называют меньший вес. Однако следует понимать, что корпус самолёта, изготовленный из композитного ма териала, не обязательно будет легче металлического. Это зависит от характеристик корпуса, равно как и от используемого материала.
Более важным преимуществом является возмож ность создания при использовании композитных материалов очень гладкой и сложно искривлённой аэродинамической поверхности, которая позволяет су щественно снизить сопротивление воздуха. Именно в силу этой причины в 60-е годы прошлого века дизай неры планёров переключились с металла и дерева на композитные материалы.
Композитные материалы широко используются такими производителями самолётов, как «Циррус» и «Коламбия». Благодаря снижению сопротивления воздуха, самолёты этих компаний отличаются высо кими лётными характеристиками, несмотря на нали чие неубирающегося шасси. Композитные материалы также помогают маскировать радарные сигнатуры при дизайне типа «стеле» (в таких самолётах, как страте гический бомбардировщик «В-2» и многоцелевой ис требитель «F-22»). Сегодня композитные материалы используются при производстве любых летательных аппаратов - от планёров до вертолётов.
Третьим преимуществом композитных материалов является отсутствие коррозии. Так, фюзеляж лайнера
«Боинг 787» полностью изготавливается из компо зитных материалов, что позволяет этому самолёту выдерживать больший перепад давлений и большую влажность в кабине, чем это допускали лайнеры пре дыдущих поколений. Инженеров больше не заботит проблема коррозии из-за конденсации влаги на скры тых частях обшивки фюзеляжа (например, под изоля ционным покрытием). В результате, долговременные эксплуатационные расходы авиакомпаний могут быть существенно снижены.
Ещё одним преимуществом композитных матери алов является хорошие эксплуатационные качества в изгибающей среде (например, при использовании в лопастях несущего винта вертолётов). В отличие от большинства металлов, композитные материалы не страдают от усталости металлов и трещинообразова ния. При правильном конструировании лопасти не сущего винта, выполненные из композитного матери ала, имеют существенно более высокое нормативное время эксплуатации, чем металлические. В силу этого большинство современных больших вертолётов имеют
Недостатки композитных материалов
Композитные конструкции имеют свои недостатки, к самым важным из которых относится отсутствие визу альных следов повреждения. Композитные материалы реагируют на удар иначе, чем другие материалы, и за частую повреждения не заметны при внешнем осмотре. Например, если автомобиль врежется в алюминие вый фюзеляж, на фюзеляже останется вмятина. Если вмятины нет, нет и повреждения. Если вмятина при сутствует, повреждение определяется визуально и производится ремонт. В композитных структурах удар малой силы (например, при столкновении или паде нии инструмента) часто не оставляет видимых следов повреждения на поверхности. При этом в зоне удара может возникнуть широкая зона расслоения, которая распространяется воронкообразно от точки удара. Повреждения на задней поверхности структуры могут быть существенными - и при этом совершенно неви димыми. Как только возникают причины предпола гать, что произошёл удар (даже незначительной силы), появляется необходимость в приглашении специали ста для инспекции структуры и поиска внутренних повреждений. Хорошим признаком расслоения воло конной структуры при использовании стекловолокна является появление «белёсых» областей на поверхно
сти корпуса.
Удар средней силы (например, при столкновении с автомобилем) приводит к локальным повреждениям поверхности, что видимо невооружённым глазом. Зона разрушения больше, чем повреждения на поверхности, и требует ремонта. Удар высокой силы (например, удар птицы или градины в корпус самолёта во время полёта), приводит к появлению пробоины и значительному по вреждению структуры. В случае ударов средней и высо кой силы повреждения видимы глазом, но удар слабой силы трудно определить визуально (рис. 2-16).
Если удар вызвал расслоение, разрушение поверхно сти или пробоину, в обязательном порядке необходимо проведение ремонта. В ожидании ремонта повреждён ная область должна быть накрыта и защищена от до ждя. Детали, изготовленные из композитного матери ала, часто представляют собой тонкую оболочку, под которой находится пористый внутренний слой (так на зываемая «сандвичевая»конструкция). Превосходная с точки зрения структурной жёсткости, такая структура подвержена проникновению влаги, что позже может привести к серьёзным проблемам. Наклеивание по верх пробоины отрезка специальной «изоляцион ной ленты» является хорошим способом временной
Пирамидальный рисунок трещин после удара |
наполнителя/волоко

Удар средней силы
Локальное повреждение ог-------- ,---- -----н, о о о +45 +45 -4о5 -4о5 90 90 90.-------- 90 0 о -45 -45 +4о5 +4о5 о _ о Расслоение Трещина в волокнах на обратной стороне детали |



Удар высокой силы
о о о о +45 +45 -4о5 Сквозное -4о5 90 повреждение 90 9о0 (пробоина) 9о0 -45 -45 +4о5 +4о5 о_., _ о Расслоение · вободные ,,,,.
концы волокон |
Рис. 2-16. Сила удара влияет на наличие визуальных признаков, а равно и на существенность повреждений в композитнойструктуре. Удары средней и высокой силы вызывают значительные поврежде ния, но видимы глазом. Удары малойсилы могут вызвать скрытые повреждения.
защиты от воды, но это нельзя назвать структурным ремонтом. Таким ремонтом не является и использова ние пасты для заполнения отверстий, хотя этот метод можно применять в косметических целях.
Ещё одним недостатком композитных материа лов является относительно низкая термостойкость. В то время как температурные пределы использова ния варьируются у различных смол, большинство из них начинают терять прочность при температурах выше 65°С. Для снижения температурного воздействия
часто применяется окрашивание композитного кор пуса в белый цвет. Например, нижняя поверхность крыла, окрашенная в чёрный цвет и располагающаяся над горячим асфальтовым покрытием в солнечный день, может нагреваться более чем до 100° С. Та же кон струкция, окрашенная в белый цвет, редко разогрева ется более чем до 60° С.
Производители композитных самолётов часто дают конкретные рекомендации по допустимым цветам окраски корпуса. При повторной окраске самолёта не обходимо точно следовать этим рекомендациям.
Причиной тепловых повреждений часто может яв ляться пожар на борту. Даже быстро потушенное возго рание в тормозной системе может повредить нижнюю обшивку крыльев, стойки или колёса шасси.
Композитные материалы также легко повреждаются различными растворителями, поэтому такими хими катами композитные структуры обрабатывать нельзя. Для удаления краски с композитных деталей исполь зуются только механические методы, например, обдув металлическим порошком или пескоструйная обра ботка. Случаи повреждения дорогостоящих композит ных деталей растворителями относительно нередки, и такие повреждения обычно не подлежат ремонту.
Утечка жидкости на композитные конструкции
Иногда высказываются опасения по поводу попада ния на композитные конструкции топлива, масла или гидравлической жидкости. Следует сказать, что при использовании современных эпоксидных смол это обычно не является проблемой. Как правило, если вытекающая жидкость не разъедает краску, она не может повредить и композитный материал под ней. Например, в некоторых самолётах используются т<> пливные баки из стекловолокна, в которых топливо с<> прикасается с композитной поверхностью напрямую_ без использования герметика. Некоторые недорогие= виды полиэфирной смолы могут быть повреждены п z попадании на них смеси автомобильного бензина этиловым спиртом. Более дорогостоящие смолы, как 2 эпоксидная смола, могут безопасно соприкасаться с ав томобильным бензином, а также с авиационным бе;,; зином (октановое число 100) и реактивным топливом.
Защита от удара молнии
![]()
Важным фактором при проектировании ЛА являете.о защита от удара молнии. При ударе молнии в ЛА е : конструкция испытывает воздействие огромной мо_. ности. Вне зависимости от того, управляете ли вы СЕ молётом общего назначения или большим авиалаf:. нером, основные принципы защиты от удара молю·=

Рис. 2-17. Композитные материалы используются при производстве таких летательных аппаратов, как одномоторный самолёт
«Коламбия 350» (слева), авиалайнер «Боинг 787» (в середине) и вертолёт Береговой охраны США «НН-65»(справа).
остаются одинаковыми. Безотносительно к размеру самолёта, энергия от удара должна распределяться по большой площади поверхности - это позволяет умень шить силу тока, приходящуюся на единицу площади обшивки, до приемлемого уровня.
При ударе молнии в самолёт, изготовленный из алю миния (в силу его электропроводности), электрическая энергия естественным образом распределяется по всей алюминиевой конструкции. В данном случае основной задачей конструкторов является защита электронного оборудования, топливной системы и т.д. Внешняя об шивка самолёта должна предоставлять путь наимень шего сопротивления для электрического разряда.
В случае самолёта, изготовленного из композитных материалов, ситуация иная. Стекловолокно является прекрасным электроизолятором. Углеродное волокно проводит электричество, однако не так хорошо, как алюминий. Следовательно, внешний слой композитной обшивки должен обладать дополнительной электро проводностью. Это обычно достигается с помощью ме таллической сетки, вмонтированной в обшивку. Чаще всего используются алюмиевые или медные сетки - алюминий для стекловолокна, медь для углеродного волокна. Любой структурный ремонт поверхностей, защищённых от удара молнии, должен включать в себя восстановление металлической сетки.
В том случае, если конструкция композитного само лёта предполагает наличие внутренней радиоантенны, в молниезащитной сетке должны быть оставлены спе циальные «окна». Внутренние радиоантенны иногда используются в композитных самолётах, поскольку стекловолокно прозрачно для радиоволн (в то время как углеродное волокно - нет).
Будущее композитных материалов
В течение нескольких десятилетий после окончания Второй мировой войны композитные материалы за няли важное место в авиационной промышленности. Благодаря своей универсальности и сопротивляемости коррозии, а также хорошему соотношению прочности
и веса изделия, композитные материалы позволяют реализовать самые дерзкие и инновационные дизай нерские идеи. Использующиеся в самых различных самолётах - от лёгкого моноплана «Циррус SR-20» до авиалайнера «Боинг 787» - композитные материалы играют в авиаиндустрии значительную роль, и их при менение будет только расширяться (рис. 2-17).
Бортовые приборы: движение в будущее
До недавнего времени большинство самолётов общего назначения оборудовались индивидуальными при борами, используемыми совместно для безопасного управления и маневрирования самолётом. С появле нием электронных индикаторов управления полётом (ЭИУП) обычные бортовые приборы уступили место жидкокристаллическим (ЖК) экранам.
Первый из экранов устанавливается перед левым креслом пилота. Его называют основным индикатором полётных данных (ОИПД). Второй экран, расположен ный примерно в центре приборной доски, называется многоцелевым индикатором (МЦИ). Экраны упорядо чивают расположение приборов на приборной доске и одновременно повышают безопасность управления воздушным судном. Последнее достигается благодаря использованию в качестве измерительных приборов твердотельных датчиков, которые имеют частоту от казов существенно ниже, чем у обычных аналоговых инструментов (рис. 2-18).
Развитие авионики и появление ЭИУП требуют от любого пилота (вне зависимости от опыта) глубокого знания бортовых систем управления полётом, а также хорошего понимания того, как автоматика влияет на процесс принятия аэронавигационных решений (ПАР). Эти вопросы подробно освещаются в главе 17, «Процесс принятия аэронавигационных решений».
Вне зависимости от того, установлены на самолёте аналоговые или цифровые бортовые приборы, по типу отображаемой информации они всегда делятся на три категории: контроль параметров движения, управление и навигация.

Приборы управления не отображают скорости или высоты самолёта. Для того, чтобы определить эти и другие показатели, пилоту необходимо обратиться к приборам для контроля параметров движения.
Рис. 2-18. Аналоговая (вверху) и цифровая приборные доски на самолёте «Цессна 172».
Приборы для контроля параметров движения
Приборы для контроля параметров движения отобра жают полётные показатели самолёта. Эта категория приборов включает в себя высотомер, индикатор воз душной скорости, индикатор вертикальной скорости (вариометр), указатель курса и индикатор поворота и скольжения. Скорость самолёта контролируется через индикатор воздушной скорости. Высота полёта кон тролируется через высотомер. Характеристики набора высоты определяются посредством обращения к вари ометру. К другим приборам для контроля параметров движения относятся указатель курса, индикатор угла атаки и индикатор скольжения (рис. 2-19).
Приборы управления
Приборы управления (рис. 2-20) показывают мгновен ные изменения положения самолёта и силовых харак теристик. Они настраиваются таким образом, чтобы отреагировать даже на самые незначительные изме нения. Прибор для отображения положения самолёта в воздухе называется индикатором пространственного положения (гирогоризонтом).
Навигационные приборы
Навигационные приборы отображают положение само лёта по отношению к выбранному навигационному со оружению или точке земной поверхности. Эта группа приборов включает в себя указатели курса, индика торы дальности и глиссады, а также указатели пеленга. Новейшие самолёты с технологически совершенными приборами предоставляют пилоту информацию сме шанного характера, позволяя определить местоположе ние воздушного судна с высоким уровнем точности.
В группу навигационных приборов входят инди каторы глобальной системы определения координат (GPS), всенаправленного УКВ-радиомаяка (VOR), не направленного радиомаяка (NDB) и инструменталь ной системы посадки (ILS). Приборы указывают поло жение самолета относительно выбранного наземного аэронавигационного объекта. Помимо отображения положения самолёта в пространстве, они также пре доставляют пилотажную информацию, давая пилоту возможность обеспечить движение ЛА по заданному пути посредством маневрирования. Пилотажная ин формация о положении самолета в двух или трёх из мерениях может быть получена от наземных и косми ческих источников (рис. 2-21 и 2-22).
Глобальная система определения координат (GPS)
GPS - это спутниковая навигационная система, пред ставляющая собой сеть спутников, выведенных на ор биту Министерством обороны США. Первоначально GPS предназначалась для применения в военных це лях, но в 80-х годах прошлого века правительство США разрешило использовать её для гражданских нужд. GPS работает в любых погодных условиях, в любой точке мира, 24 часа в день.
Для расчёта двумерного положения объекта (дол гота и широта) и отслеживания его движения приём ник GPS должен захватить сигнал не менее чем от трёх спутников системы. При видимости четырёх и более спутников приёмник может определить трёхмерное положение объекта (долгота, широта и высота). ДлF. компенсации потери или неоднозначности сиг нала необходимо иметь в видимости максимальное число спутников.
Использование GPS более детально обсуждается Б
главе 15, «Навигация».
2-19. Приборы для контроля параметров движения.

![]()
![]()

Рис.2-20. Приборыуправления.
![]()

Рис. 2-21. Сравнение навигационной информации на цифровых и аналоговых приборах.
![]()

Стрелка глиссады показывает
«лети ниже»для захвата глиссады
Стрелка глиссады показывает «лети выше»для захвата глиссады.
•
•
Лети ниже Лети выше
![]()
Рис. 2-22. Аналоговая и цифровая индикация для захвата глиссады.

Принципы
поле••та
![]()
Строение атмосферы
Атмосферой называется воздушная оболочка, кото рая окружает Землю и покоится на её поверхности. Атмосфера в такой же степени является частью Земли, как океаны или суша, но, в отличие от почвы, горных пород и воды, воздух - это смесь газов, имеющая массу и вес, но не имеющая формы.
Атмосфера состоит из водорода (78%), кислорода (21%) и 1% других газов, например, аргона и гелия. Некоторые из этих веществ тяжелее, чем другие. Самые тяжёлые вещества, такие как кислород, нахо дятся вблизи поверхности Земли, в то время как лёг кие элементы поднимаются в более высокие области. Основная часть содержащегося в атмосфере кисло рода расположена в пределах 11 километров от земной поверхности.
Воздух (как .и любой газ) способен течь и меняет форму при малейшем воздействии, поскольку в нём от сутствует сколько-нибудь существенное молекулярное сцепление. Например, газ целиком заполняет любой контейнер, в который его поместят, расширяясь или сжимаясь в соответствии с границами контейнера.
Атмосферное давление
Существуют различные виды давления, но для пилота наибольший интерес представляет атмосферное давле ние. Оно является одним из основных факторов в изме нении погоды, способствует подъему самолёта в воздух и приводит в действие ряд важных бортовых приборов. Эти приборы - высотомер, индикатор воздушной ско рости, вариометр и манометр наддува.
Воздух очень лёгок, но всё же он обладает массой и подвержен действию гравитации, а значит, имеет вес и оказывает механическое воздействие на находящи еся в нём тела. Поскольку он является газообразной средой, эта сила действует в равной степени во всех направлениях. Её воздействие на находящиеся в воз духе тела называется давлением. В стандартных усло виях на уровне моря среднее атмосферное давление равно приблизительно 760 миллиметров ртутного столба (мм рт. ст.), 1013,2 миллибаров (мбар) или 101 325 паскалей (Па). Плотность атмосферы ограничена,

С-1аw,р1ное
..С.1аw,р1ное
1013мб
Рис. 3-1. Стандартное атмосферное давление на уровне моря.
поэтому, чем больше высота, тем более разряжен воз дух. Например, на высоте 5,5 км вес атмосферы вдвое ниже, чем на уровне моря.
Атмосферное давление различнодля разного времени и географического положения. Поэтому были введены стандартные справочные параметры. Стандартные атмосферные условия на уровне моря - это темпера тура воздуха 15 °С и давление у поверхности Земли 760 мм рт. ст. или 1013,2 мбар (рис. 3-1).
Стандартная скорость снижения температуры с высо той (вертикальный градиент температуры) - 0,6 °С на каждые 100 м примерно до высоты 11 км, на которой температура составляет около -55 °С. Выше этой точки температура остаётся практически постоянной, вплоть до высоты 24 км. Стандартная скорость снижения дав ления с высотой (вертикальный барический градиент) равна 12,5 гПа на 100 м. На практике часто применяется величина, обратная вертикальному барическому гра диенту - барическая ступень. Это высота, на которую надо подняться, чтобы давление уменьшилось на 1 гПа. Стандартная барическая ступень у земной поверхности равна 8 м/гПа (рис. 3-2). Международная организация гражданской авиации (ИКАО) установила эти значе ния в качестве международного стандарта, и их часто
Высота, м | Давление, мм рт. ст. | Температура, 0С |
о | 760, 00 | 15,0 |
1000 | 674,10 | 8,5 |
2000 | 596,20 | 2,0 |
3000 | 525,80 | -4,5 |
4000 | 462,20 | -11,0 |
5000 | 405,10 | -17,5 |
6000 | 353,80 | -24,0 |
7000 | 307,80 | -30,5 |
8000 | 266,90 | -37,0 |
9000 | 230,50 | -43,5 |
10000 | 198,20 | -50,0 |
11000 | 169,60 | -56,5 |
12000 | 144,87 | -56,5 |
13000 | 123,72 | -56,5 |
14000 | 105,67 | -56,5 |
15000 | 90,24 | -56,5 |
16000 | 77,07 | -56,5 |
17000 | 65,82 | -56,5 |
18000 | 56,21 | -56,5 |
19000 | 48,01 | -56,5 |
20000 | 41,00 | -56,5 |
Рис. 3-2. Параметры стандартной атмосферы.
называют международной стандартной атмосферой (International Standard Atmosphere, ISA). Любое значение температуры или давления, которое отличается от зна чения, рассчитанного на основе стандартных вертикаль ных градиентов, считается нестандартным.
Поскольку лётно-технические характеристики лета тельного аппарата определяются и оцениваются в усло виях стандартной атмосферы, все бортовые приборы в обязательном порядке калибруются на стандартную ат мосферу. Для того, чтобы правильно учитывать условия нестандартной атмосферы, необходимо определить не которые дополнительные термины.
Барометрическая высота
Барометрическая высота - это высота объекта над стандартной плоскостью высоты (СПВ), представля ющей собой теоретический уровень, на котором из меренный барометром вес атмосферы равен 760 мм рт. ст. или 1013,2 мбар. Высотомер, в сущности, пред ставляет собой высокочувствительньrй барометр, калиброванный для индикации высоты в условиях
стандартной атмосферы. Если высотомер калиброван на 760 мм рт. ст., отображаемое им значение высоты на зывается высотой по давлению или барометрической высотой. При изменении атмосферного давления СПВ может подниматься выше или опускаться ниже уровня моря. Барометрическая высота важна в качестве базиса для определения лётно-технических характеристик ЛА, а также для назначения эшелона полёта для ЛА, передвигающихся на высоте 5,5 км и выше.
Барометрическая высота может быть определена од ним из двух методов:
Установить барометрическую шкалу высотомера на 760 и прочесть показания высоты.
Применить к показаниям высоты поправочный коэффициент в соответствии с текущими установками высотомера.
Высота по плотности
СПВ является сугубо теоретической величиной и не применима к нестандартным атмосферным условиям, в которых функционирует ЛА. Для корректировки аэ родинамических характеристик в нестандартной ат мосфере применяется поправочная величина, называ емая высотой по плотности. Высота по плотности - это высота над уровнем моря, соответствующая опреде лённой плотности воздуха в условиях стандартной ат мосферы. Плотность воздуха оказывает существенное влияние на лётно-технические характеристики лета тельного аппарата. поскольку по мере снижения этой плотности также снижаются:
мощность двигателя, потому что количество воз духа, поступающего в него, падает;
тяга, потому что воздушный винт теряет свою эф фективность в р·азреженном воздухе;
подъёмная сила, потому что разреженный воздух оказывает меньшее давление на аэродинамические поверхности.
Высота по плотности - это барометрическая высота с поправкой на нестандартную температуру. По мере того, как плотность воздуха возрастает (уменьшается высота по плотности), лётно-технические характери стики ЛА улучшаются. Аналогично, при снижении плотности воздуха (уменьшении высоты по плотности) лётные характеристики ухудшаются. Падение плотно сти воздуха равносильно росту высоты по плотности; повышение плотности воздуха равносильно снижению высоты по плотности. Высота по плотности применя ется для расчёта параметров движения ЛА, поскольку в стандартных атмосферных условиях любой точке ат мосферы соответствуют не только определённая плот ность воздуха, но также барометрическая высота и вы сота по плотности.
При расчёте высоты по плотности учитывается дав ilение (барометрическая высота) и температура воз духа. Поскольку значения параметров движения ЛА на любой высоте определяются на основании плотности воздуха в стандартных условиях, эти значения соот ветствуют высоте, которая может не совпадать с по казаниями высотомера. В условиях, отличающихся от стандартных, высота не может быть определена непо средственно на основании показаний высотомера.
Высота по плотности рассчитывается следующим образом: вначале определяется барометрическая вы сота, а затем вносится поправка, учитывающая не стандартные температурные условия. Поскольку плот зость воздуха прямо пропорционально атмосферному давлению и обратно пропорциональна температуре,
:·онкретное значение барометрической высоты может соответствовать широкому диапазону температур при изменяющейся плотности воздуха. Однако любой паре значений температуры воздуха и барометрической вы- оты соответствует единственное значение плотности зоздуха. Плотность воздуха оказывает существенное
з.1ияние на характеристики ЛА и его двигателя.
Вне зависимости от действительной высоты, на
: отарой движется ЛА, он будет вести себя так, как будто находится на высоте, равной текущей высоте по
отности.
Плотность воздуха меняется при изменениях вы соты, температуры и влажности. Большие значения высоты по плотности соответствуют разреженному зоздуху, в то время как малые - плотному воздуху. Условия, которым соответствуют большие значения высоты по плотности - это существенная высота над уровнем моря, низкое атмосферное давление, высокая
-емпература, высокая влажность или какая-либо ком бинация этих факторов. Малая высота над уровнем 11оря, высокое атмосферное давление, низкая темпе ратура и низкая плотность характеризуются малыми значениями высоты по плотности.
Влияние атмосфернщо давления на плотность воздуха
Поскольку воздух представляет собой газ, он может сжиматься и расширяться. Когда воздух сжимается, его количество в любом заданном объёме растёт. И на оборот, когда давление на определённое количество воздуха снижается, воздух расширяется, занимая боль шее пространство. При низком атмосферном давлении столб воздуха содержит малое количество воздуха. Плотность снижается, поскольку она прямо пропор циональна давлению. Если давление удваивается, то и плотность удваивается; если давление падает, падает и плотность. Следует понимать, что эти утверждения
:праведливы только при постоянной температуре.
Влияние температуры воздуха на его плотность
При росте температуры вещества его плотность сни жается. И наоборот, при снижении температуры плотность вещества растёт. Таким образом, плот ность воздуха обратно пропорциональна темпера туре. Сказанное справедливо только при постоянном давлении.
С ростом высоты и атмосферное давление, и темпе ратура воздуха падают, оказывая взаимно противо положное влияние на плотность воздуха. Однако давление с ростом высоты падает более существенно и обычно влияет на плотность гораздо сильнее, чем температура. Следовательно, справедливо ожидать, что с увеличением высоты плотность воздуха должна падать.
Влияние влажности на плотность воздуха
Сказанное выше относится к абсолютно сухому воз духу (нулевая влажность). В действительности, воздух никогда не бывает абсолютно сухим. Небольшим ко личеством водяных паров, содержащихся в атмосфере, в некоторых условиях можно пренебречь, но в других случаях влажность может оказывать существенное влияние на поведение ЛА. Водяные пары легче воз духа; следовательно, влажный воздух легче, чем сухой. Поэтому с ростом содержания воды воздух становится менее плотным. При этом растёт высота по плотности и ухудшаются лётно-технические характеристики само лёта. Для конкретных выбранных условий плотность воздуха минимальна, когда он содержит максимальное количество водяных паров.
Влажность воздуха (также называемая относитель ной влажностью) характеризует содержание в атмос фере водяных паров и выражается в процентной доле от максимального количества паров, которые может содержать воздух. Это количество меняется с темпе ратурой. Тёплый воздух способен содержать большее количество водяных паров, а холодный - меньшее. Идеально сухой воздух, вообще не содержащий водя ных паров, имеет нулевую относительную влажность, в то время как насыщенный воздух, содержащий пре дельно возможное количество паров, имеет относи тельную влажность 100%. Влажность сама по себе не считается существенным показателем при расчёте вы соты по плотности и определении параметров движе ния самолёта, но всё же вносит определённый вклад.
С возрастанием температуры воздух может вме стить большее количество водяных паров. Если срав нить между собой две отдельные массы воздуха - первая тёплая и влажная (оба фактора делают воздух легче), а вторая холодная и сухая (оба фактора делают
воздух тяжелее), - выяснится, что первая будет иметь меньшую плотность, чем вторая. Давление, темпера тура и влажность воздуха оказывают существенное влияние на характеристики летательного аппарата, поскольку все они влияют на плотность воздуха. Простого правила для приближённого расчёта не су ществует. Однако влияние влажности можно опреде лить, используя формулы или онлайн-калькуляторы. Вначале необходимо определить высоту, для которой выполняется поиск высоты по плотности. Используя таблицу, приведённую на рис. 3-2, выбираем бароме трическое давление, ближайшее к соответствующей высоте. Например, давление на высоте 8000 м равно 266,9 мм рт. ст., а температура -37 °С. Заходим на веб сайт Национального управления по исследованию оке анов и атмосферы (NOAA) по адресу http://www.srh. noaa.gov/epz/?n=wxcalc_densityaltitude и вводим значе ние «266,9» в поле «station density» («давление на уровне метеостанции»). Вводим «-37» в поле «air temperature» («температура воздуха»), а в поле «dew point» («точка
росы») - «21» (необходимо правильно выбрать еди ницы измерения). Получаем значение высоты по плот ности 8261,8 м. При нулевой влажности высота по плот ности была бы несколько ниже.
Другой веб-сайт (http://wahiduddin.net/calc/calc_ da_m.htm) обеспечивает более прямой подход к опреде лению влияния влажности на высоту по плотности - без использования дополнительных таблиц. В любом случае, следует понимать, что в условиях высокой влажности общие лётно-технические характеристики летательного аппарата неизбежно ухудшаются.пилота.
Теоретические основы создания подъёмной силы
Законы механики Ньютона
Теория подъёмной силы исторически стала продол жением и развитием основных физических законов, которые формулировались на протяжении несколь ких веков. Хотя эти законы и применимы ко всем
А. Воздушный поток, оrибающий | В. Вращающийся цилиндр | С. Вращающийся цилиндр |
неподвижный цилиндр | в жидкости · | в движущейся жидкости |
![]()

D. Передняя кромка крыла Е. Передняя кромка крыла при увеличении в 1500 раз.

![]()
Рис. 3-3. На схеме А - процесс равномерной циркуляции. На схеме В - увеличение интенсивности потока над верхней частью вращающегося цилиндра. Скорость потока ещё более возрастает, если поместить вращающийся цилиндр в движущийся поток (схема С). Молекулы воздуха у поверхности объекта замедляют движение, становясь практически неподвижными. На схеме D - пример конструкции передней кромки крыла, обычно изготавливаемого из авиационного алюминия. На схеме Е - та же передняя кромка, только при увеличении
в 1500 раз, когда становятся видны неровности на полированной поверхности. Эта неоднородность объясняет нарушение течения воздушного потока вблизи поверхности крыла.
проявлениям подъёмной силы, они не способны объ яснить, как именно она возникает. Достаточно вспом нить о том, что многие аэродинамические поверхности симметричны и при этом создают значительную подъ ёмную силу.
Фундаментальные физические законы, которые управляют силами, воздействующими на летательный аппарат в воздухе, были сформулированы на основа зии теорий, возникших задолго до того, как человек
::юднялся в воздух. Эти законы появились в ходе так зазываемой «первой научной революции», которая на
::;:алась в Европе в XVII веке. Движимые верой в то, что Зселенная развивается предсказуемым образом, до ступным человеческому пониманию, философы, мате атики, физики и изобретатели стремились раскрыть
:екреты мироздания. Одним из величайших учёных го времени является сэр Исаак Ньютон, который формулировал не только закон всемирного тяготения,
=:о и три закона механики, носящие его имя.
Первый закон Ньютона: «Всякое тело продолжает у;:;;ерживаться в состоянии покоя или равномерного и
=;,ямолинейного движения, пока и поскольку оно не
=онуждается приложенными силами изменить это
!:ОСТОЯНИе».
Это означает, что никакой объект не начинает и не
=
::-рекращает движение, пока внешняя сила не заста его сделать это. ЛА находится в состоянии покоя в rесте стоянки до тех пор, пока к нему не будет прило
::с;ена сила, достаточно большая, чтобы преодолеть его z:нерцию. Как только он начинает двигаться, инерция з.аставляет его продолжать движение, пока иные силы
:s:e изменят этого состояния. Они могут ускорить или за.,1едлить движение ЛА, а также изменить направле з:ие, в котором он движется.
Второй закон Ньютона: «Сила равна скорости из rенения количества движения в единицу времени.
....,.1я тела постоянной массы сила равна произведению rассы тела на его ускорение».
Когда к телу приложена постоянная сила, вызванное этим ускорение обратно пропорционально массе тела
:а прямо пропорционально приложенной силе. Этот за он рассматривает факторы, приводящие к преодоле з:ию состояния объекта, которое описывается Первым законом Ньютона. Второй закон относится к измене зиям как в скорости тела, так и в направлении его дви
,=;ения, включая начало движения из состояния покоя (положительное ускорение) и остановку (отрицатель ное ускорение или замедление).
Третий закон Ньютона: «Любому действию всегда есть равное и противоположное противодействие».
В случае самолёта, воздушный винт при своём вра щении гонит воздух назад; следовательно, воздух
.1вижет воздушный винт (и тем самым весь самолёт)
в противоположном направлении - вперёд. В случае реактивного самолёта, двигатель выталкивает поток горячих газов назад; сила равного и противополож ного противодействия давит на двигатель и толкает самолёт вперёд.
Эффект Магнуса
В 1852 году немецкий физик и химик Генрих Густав Магнус (1802-1870) провёл серию опытов по изучению аэродинамических сил, воздействующих на вращаю щиеся сферы и цилиндры. (Наблюдаемые им явления были упомянуты Ньютоном в 1672 году). Эти опыты привели к открытию эффекта Магнуса, который помо гает объяснить возникновение подъёмной силы.
Обтекание воздухом неподвижного цилиндра
Если воздух обтекает цилиндр, находящийся в состо янии покоя, потоки воздуха выше и ниже цилиндра идентичны, а силы, действующие на него сверху и снизу, одинаковы (рис. 3-ЗА).
Вращающийся цилиндр в неподвижной жидкости
На рис. 3-ЗВ изображена торцевая плоскость погружён ного в жидкость цилиндра, который вращается по ча совой стрелке. Вращение цилиндра оказывает влияние на окружающую его жидкость. Поток жидкости во круг вращающегося цилиндра отличается от потока вокруг неподвижного цилиндра из-за возникнове ния сопротивления, вызываемого двумя факторами: вязкостью и трением.
Вязкость
Вязкость - это свойство жидкостей и газов оказывать сопротивление течению, т.е. перемещению одной их части относительно другой. Благодаря тому, что жид кости имеют тенденцию смешиваться друг с другом до определённой степени, это сопротивление можно из мерить количественно. Высоковязкие жидкости сопро тивляются течению; маловязкие очень текучи.
Разницу в вязкости можно проиллюстрировать, поместив одинаковое количество воды и масла на две идентичные наклонные плоскости. Вода будет течь свободно и быстро, в то время как масло - го раздо медленнее.
Поскольку в основе вязкости лежит молекулярное сопротивление движению, смазочные вещества чрез вычайно вязки, потому что их молекулы препятствуют течению. Другим примером вязкой жидкости может служить горячая вулканическая лава. Все жидкости и
газы в той или иной степени вязки и сопротивляются течению, хотя иногда это сопротивление не заметно для внешнего наблюдателя. Воздух - пример газоо бразной среды, чью вязкость невозможно увидеть.
Поскольку воздух обладает вязкостью, он до некото рой степени сопротивляется свободному течению. В случае вращающегося цилиндра, поrружённоrо в жид кую или газообразную среду (масло, вода или воздух), жидкость или газ будут оказывать сопротивление по току, огибающему поверхность цилиндра.
Трение
Трение является вторым фактором, который влияет на поведение жидкости или газа, обтекающих вращаю щийся цилиндр. Трение - это сопротивление, которое испытывает одна поверхность (или объект) при пере мещении относительно другой поверхности (или объ екта). Трение также возникает между жидкостью или газом и поверхностью, которую они обтекают.
Если поместить одинаковые жидкости на идентич ные наклонные поверхности, эти жидкости будут течь с одной и той же скоростью. Но если покрыть одну из поверхностей каменной крошкой, жидкость на ней будет вести себя совсем не так, как на гладкой поверх ности. Шероховатая поверхность будет препятствовать потоку жидкости из-за поверхностного сопротивления (трения). Важно помнить, что все поверхности, на сколько бы ровными они ни выглядели, не являются абсолютно гладкими и в определённой степени пре пятствуют потоку жидкости или газа. Поверхность вращающегося цилиндра и обе поверхности крыла содержат шероховатости (пусть даже на микроскопи ческом уровне), и это создаёт сопротивление обтекаю щему их потоку. Трение обшивки (иначе называемое аэродинамическим сопротивлением) вызывает снижение скорости воздушного потока на поверх ности крыла.
При движении по какой-либо поверхнос1:J:!,J','1Олекулы жидкости или газа прилипают (пристают, приклеива ются) к поверхности. В качестве примера поместим вращающийся цилиндр в неподвижную жидкость. В этом случае:
Когда цилиндр вращается, частицы жидкости вблизи его поверхности сопротивляются движе нию, и их относительная скорость близка к нулевой. Их движению препятствует шероховатость поверх ности цилиндра.
В силу вязкости жидкости молекулы на поверх
ности цилиндра увлекают (или тянут) обтекающий поверхность поток в направлении вращении. Это про исходит из-за молекулярного сцепления между части
да:ми ЖИДНDСТИ.
Существует разница между потоками жидкости, об текающими вращающийся и неподвижный цилиндры. Молекулы на поверхности вращающегося цилиндра неподвижны относительно цилиндра; они движутся вместе с цилиндром (например, по часовой стрелке). Благодаря вязкости, они увлекают за собой моле кулы, находящиеся выше, что вызывает ускорение по тока в направлении вращения цилиндра (по часовой стрелке). Заменив жидкость воздухом, мы увидим, что поток воздуха над цилиндром будет иметь более высо кую скорость, поскольку большее количество молекул воздуха будут двигаться в направлении вращения (по часовой стрелке).
Вращающийся цилиндр в движущейся жидкости
Если цилиндр вращается в движущейся жидкости, ско рость потока увеличивается в направлении вращения цилиндра (рис. 3-3С). При увеличении скорости дви жения жидкости общая интенсивность потока также увеличивается.
Разница в скоростях различных областей потока максимальна в точках, которые расположены на ли нии, перпендикулярной направлению относительного движения между цилиндром и потоком. Кроме того, как показано на рис. 3-4, существует так называемая точка застоя (точка А), где воздушный поток сталкива ется с аэродинамической поверхностью (набегает на неё) и разделяется на два потока: первый движется над аэродинамической поверхностью, второй - под ней. Другая точка застоя - точка В, в которой два воздуш ных потока снова объединяются и продолжают дви жение с одинаковой скоростью. Если смотреть с торца аэродинамической поверхности, перед ней поток под нимается, а позади - опускается.
Как видно на рис. 3-4, скорость потока максимальна над аэродинамической поверхностью и минимальна под ней. Поскольку эти скорости непосредственно свя заны с обтекаемым объектом (в данном случае, с аэро динамической поверхностью), их называют местными скоростями. Этот принцип полностью применим к крылу или другим подъёмным поверхностям. Разница скоростей потока над крылом и под ним приводит к тому, что давление на нижнюю поверхность крыла ока зывается выше, чем на верхнюю.
В результате возникает область низкого давления, создающая направленную вверх силу, которая влияет на траекторию вращающегося объекта. Это физическое явление известно как эффект Магнуса. В 1904 году выдающийся русский физик Николай Жуковский предложил формулу для расчёта подъёмной силы, действующей на тело, которое обтекает поток жидкости или газа [теорема Жуковского). Согласно теореме

Задняя точка застоя
Рис. 3-4. Если передняя точка застоя расположена перед передней кромкой крыла, а задняя точка застоя - позади задней кромки, вокруг крыла возникает циркуляция воздуха.
Жуковского, подъемная сила крьmа равна произведению плотности газа (жидкости), его скорости, циркуляции скорости потока и длины отрезка крьmа.
Физический смысл эффекта Магнуса можно выразить следующим образом: вблизи верхней кромки аэродинамической поверхности с положительным углом атаки создаётся циркуляция воздушного потока. При этом задняя точка застоя находится позади задней кромки поверхности, а передняя точка застоя - перед передней кромкой (рис. 3-4).
Принцип перепада давлений Бернулли
Спустя полвека после того, как Ньютон сформулиро вал свои законы, швейцарский математик Даниил Бернулли определил, как давление движущихся жид кости или газа меняется при изменении скорости их движения. Согласно принципу Бернулли, при увели чении скорости движения текучей среды (жидкости или газа) давление внутри этой среды падает. Принцип
Бернулли объясняет, что происходит с воздухом, проходящим над искривлённой поверхностью крыла самолёта.
Практическим применением принципа Бернулли стала трубка Вентури (названная по имени итальян ского учёного Джованни Вентури). Трубка Вентури имеет горловину, сужающуюся к центру (точка суже ния) и расширяющуюся в задней части. При этом диа метры входного и выходного отверстия одинаковы. По мере продвижения воздушного потока к точке сужения его скорость возрастает, а давление падает; в выходной части поток замедляется, а давление возрастает (рис. 3-5).
Поскольку воздух принято считать телом, подчиняю щимся всем вышеперечисленным законам, становится понятно, как и почему крыло самолёта создаёт подъём ную силу. По мере движения крыла сквозь воздух, ско рость воздушного потока вблизи верхней, искривлён ной поверхности крыла возрастает, при этом возникает область низкого давления.
Хотя Ньютон, Магнус, Бернулли и сотни других учё ных, изучавших физические законы Вселенной, не рас полагали сложным оборудованием и лабораториями нашего времени, они заложили основу современной теории создания подъёмной силы.
Конструкция аэродинамической поверхности
Аэродинамическая поверхность - это структура, соз данная с целью обеспечить воздействие на неё воз духа, сквозь который она движется или который дви жется сквозь неё. Хотя при разных скоростях потока и давлениях воздух ведёт себя различным образом, мы ограничимся обсуждением тех частей ЛА, которые обеспечивают его полёт - а именно, аэродинамиче ских поверхностей, создающих подъёмную силу. Глядя

Рис. 3-5. Падение давления воздуха в трубке Вентури.

Кривизна нижней поверхности
Передняя кромка
передней кромки крыла, отклоняется вверх. Форма аэродинамической поверхности разрабатывается та ким образом, чтобы толкать воздух вниз, что обеспечи вает равное по силе противодействие, толкающее эту поверхность вверх. Если крыло спроектировано так, что сможет вызывать подъёмную силу большей вели чины, чем вес ЛА, такой ЛА будет способен летать.
Если бы вся необходимая подъёмная сила могла обе спечиваться только отклонением воздушного потока
Передняя кромка Линия хорды
Рис. 3-6. Типовой аэродинамический профиль.
на профиль типичной аэродинамической поверхно сти (например, на сечение крыла), можно заметить характерные особенности её конструкции (рис. 3-6). Обратите внимания на различии в изгибе (кривизне профиля) верхней и нижней кромок аэродинамиче ской поверхности. Профиль верхней кромки более выпуклый, чем нижней (которая обычно бывает почти плоской).
ПРИМЕЧАНИЕ: Две крайние точки аэродинами ческой поверхности также различаются. Передняя кромка (носок) закруглена, в то время как задняя кромка достаточно узкая и заострённая.
При определении характеристик аэродинамической поверхности часто используется линия, называемая аэродинамической хордой (АХ). АХ - это прямая, проходящая через профиль поверхности и соединяю щая переднюю и заднюю её кромки. Расстояние от АХ до верхней или нижней поверхности крыла в любой точке определяет величину кривизны этих поверхно стей. Другая ориентирная линия, проведённая от передней кромки к задней, называется контурной линией. Любая точка контурной линии находится на равном расстоянии от верхней и нижней поверх ностей крыла.
Аэродинамические поверхности проектируются та ким образом, чтобы в максимальной степени учесть дей ствие законов механики во время полёта. Воздушный поток воздействует на крыло двояким образом: давле ние воздушной массы на нижнюю поверхность крыла создаёт положительную подъёмную силу, в то время как сниженное давление воздуха над крылом обеспе чивает отрицательную подъёмную силу.
Когда воздушный поток встречает на своём пути относительно плоскую нижнюю поверхность крыла (или лопасть несущего винта, расположенную под небольшим углом к направлению своего движения), поток отклоняется вниз, вызывая тем самым направ ленное вверх противодействие - положительную подъёмную силу. В то же время, воздушный поток, ударяющий в верхнюю, искривлённую поверхность
при столкновении с нижней поверхностью крыла, было бы достаточно снабдить летательный аппарат плоским крылом (наподобие воздушного змея). Однако для под держки летательного аппарата в воздухе необходим баланс подъёмной силы, вызываемой потоками воз духа как снизу, так и сверху крыла. Это ключевой фактор полёта.
![]()
![]()

![]()
![]()
с:
Профиль крыла первых самолётов
Более поздний вариант крыла
Профиль «Кларк-У» (дозвуко_ваяскорость)
![]()
Крыло с ламинарным·
. обтеканием
·. (дозвуковая скорость.)
![]()
Крыло круговог.о
. профиля (сверзхзвуковая скорость)
![]()
Крыло ромбовидного профиля (сверзхзвуковая скорость)
Рис. 3-7. Виды аэродинамического профиля.
Не имеет никакого практического смысла выде лять процентные доли подъёмной силы, создава емой отдельно верхней и нижней поверхностями крыла. Эти величины непостоянны и варьируются в зависимости не только от условий полёта, но и от конструкции крыла.
Разные аэродинамические поверхности имеют раз личные лётно-технические характеристики. В аэро динамических трубах и в условиях реального полёта были протестированы тысячи аэродинамических по верхностей, и не существует единственного варианта, который мог бы удовлетворить всем полётным требо ваниям. Вес, скорость и назначение каждого ЛА опре деляют форму его аэродинамической поверхности. Самым эффективным с точки зрения создания макси мальной подъёмной силы является аэродинамический
профиль с вогнутой, или «выскобленной» нижней по- нижнюю поверхность крыла. Согласно третьему за- верхностью. В своём исходном варианте такой тип кону Ньютона, уходящий вниз поток с верхней поверх- аэродинамических поверхностей слишком сильно ности крыла вызывает противодействие в виде направ- жертвует скоростью ради создания подъёмной силы, ленной вверх силы, приложенной к крылу.
поэтому он не пригоден для высокоскоростного полёта.
Развитие авиационной конструкторской мысли еде- лало возможным использование преимуществ вогну того аэродинамического профиля в современных вы сокоскоростных реактивных самолётах. Выдвинутые наружу из основной структуры крыла предкрылки и за крылки полностью меняют форму аэродинамической поверхности, превращая её сечение в классический вогнутый профиль и, благодаря этому, способны созда вать гораздо большую подъёмную силу при полетах на малых скоростях.
С другой стороны, полностью обтекаемая аэродинамическая поверхность, почти не вызыва ющая сопротивления воздуха, зачастую не может создать подъёмную силу, достаточную, чтобы под нять самолёт в воздух. Поэтому современные само лёты обычно имеют аэродинамические поверхности комбинированного профиля. Их форма варьируется в зависимости от назначения самолёта. На рис. 3-7 пока заны наиболее часто встречающие аэродинамические профили.
Область низкого давления над крылом
Будучи помещенной в аэродинамическую трубу или во время полёта, аэродинамическая поверхность пред ставляет собой просто объект обтекаемой формы, на ходящийся в движущемся воздушном потоке. Если бы её се.чение имело каплевидную форму, скорость и давление воздуха над и под аэродинамической по верхностью были бы одинаковы. Но разрежем профиль каплевидной формы пополам вдоль его длинной сто роны - и мы получим фигуру, напоминающую сечение простейшей аэродинамической поверхности (крыла). Если затем наклонить крыло так, чтобы воздушный по ток ударял в него под некоторым углом (называемым углом атаки, или УА), воздух над верхней поверхностью крыла будет двигаться быстрее, чем под нижней его поверхностью.
Согласно принципу Бернулли, увеличение скоро сти воздушного потока над верхней поверхностью крыла вызывает снижение давления. Пониженное давление - важный компонент суммарной подъёмной силы. Но эта сила обеспечивается не только перепадом давлений на верхней и нижней поверхностях крыла.
Обтекая верхнюю поверхность крыла, воздух движется вниз и назад, создавая так называемый снос потока. У задней кромки крыла этот снос по тока встречается с потоком воздуха, обтекающим
Область высокого давления под крылом
Существенная доля подъёмной силы создаётся дав лением воздуха под крылом. В результате движения воздуха, обтекающего нижнюю поверхность крыла, возникает положительное давление, особенно при вы соких значениях угла атаки. Но эта часть воздушного потока имеет ещё один важный аспект. В определённой точке, расположенной вблизи передней кромки крыла, воздушный поток практически останавливается (точка застоя), а затем постепенно наращивает скорость. В другой точке, расположенной вблизи задней кромки крыла, поток опять достигает скорости, равной его скорости над верхней поверхностью крыла. В соот ветствии с принципом Бернулли, при замедлении воз душного потока под крылом возникает положительное давление, направленное вверх. Поскольку перепад дав лений на верхней и нижней поверхностях крыла увели чивается, увеличивается и суммарная подъёмная сила. Это происходит в полном соответствии с третьим зако ном Ньютона и принципом Бернулли.
Распределение давления
В ходе экспериментов над моделями в аэродинамиче ской трубе и над полноразмерными самолётами было установлено, что при различных углах атаки на по верхности крыла возникают области, где давление от рицательно (т.е. меньше атмосферного) и где оно по ложительно (больше атмосферного). Отрицательное давление на верхней поверхности крыла приводит к возникновению силы, большей, чем та, которую соз даёт положительное давление воздушного потока на нижнюю поверхность крыла. На рис. 3-8 показано рас пределение давления по поверхности крыла при трёх различных углах атаки.
Точка, к которой приложена равнодействующая всех сил, вызываемых давлением на поверхность крыла при определённом угле атаки, называется центром давле ния (ЦД). Аэродинамическая сила всегда приложена к ЦД. При высоких углах атаки ЦД смещается вперёд, а при низких - назад.
При разработке конструкции крыла чрезвычайно важно учитывать положение ЦД, поскольку оно опре деляет точку приложения воздушной нагрузки на крыло при различных углах атаки. Аэродинамическое равновесие и управляемость самолёта тесно связаны с изменениями положения ЦД.
![]()

![]()
![]()

![]()
![]()
Нормальный угол атаки
Высокий угол атаки
![]()
Рис. 3-8. Распределение давления на крыло и изменения положения ЦД при изменении угла атаки.
Поведение аэродинамической поверхности
Хотя существует множество примеров, в которых каж дый из вышеперечисленных принципов предсказы вает и определяет возникновение подъёмной силы, её точный расчёт достаточно сложен. Помимо перепада давлений на верхней и нижней поверхностях крыла, в создании подъёмной силы участвуют многие другие факторы. У многих аэродинамических поверхностей
длины верхней и нижней кромок равны между собой (как в случае симметричного крыла). Некоторые высо коскоростные самолёты имеют симметричные крылья, а многие вертолёты - симметричные лопасти несу щего винта, у которых верхняя и нижняя поверхность идентичны. В обоих случаях, основное значение имеет взаимодействие аэродинамической поверхности с на бегающим воздушным потоком. Бумажный самолётик, представляющий собой не более чем плоский лист, имеет верхнюю и нижнюю поверхности одинаковой формы и длины. И тем не менее, эти поверхности спо собны создать подъёмную силу, и за её возникновение полностью или частично отвечает поведение воздуш ного потока.

Рис. 3-9. Концевой вихрь
По мере движения аэродинамической поверхности сквозь воздух её наклон относительно воздушного по тока меняется. Следовательно, меняется и поток, вы зываемый её взаимодействием с набегающим возду хом. Представьте себе, что вы высунули руку из окна автомобиля, движущегося с большой скоростью. Если вы будете наклонять руку в разные стороны, вы по чувствуете, что давление воздушного потока толкает вашу руку вверх или вниз. Причиной этого является отклонение воздушного потока, которое, в свою оче редь, заставляет воздух огибать под разными углами препятствие, находящееся на пути воздушного потока. В результате этого воздушный поток вокруг объекта меняет свои скорость и направление движения, что приводит к возникновению аэродинамической силы определённых величины и направления.
До этого момента мы обсуждали потоки воздуха, огибающие верхнюю и нижнюю плоскости крыла. В то время как основная часть подъёмной силы вы зывается этими двумя поверхностями, третья поверхность - законцовка крыла - также обладает аэ родинамическими свойствами. Воздух в области высо кого давления под крылом стремится обогнуть закон цовку и переместиться в область низкого давления над крылом (рис. 3-9). В ходе этого процесса возникает вих ревой поток, называемый концевым вихрем. Концевой вихрь создаёт снос потока позади задней кромки крыла
и при этом уменьшает суммарную подъёмную силу внешней части крыла.
Для уменьшения этого эффекта существуют раз личные способы. К концевой части крыла могут при крепляться небольшие вертикальные крылышки (вин глеты), которые уменьшают интенсивность концевого вихря. Винглеты действуют как дамба, препятствую щая возникновению концевого вихря. Они могут уста навливаться как на верхнюю, так и на нижнюю поверх ность крыла. Другой метод противодействия концевым вихрям заключается в заострении законцовки крыла, что уменьшает разницу в давлениях и сглаживает воз душный поток вокруг него.

•i,tФt№• Аэродинами1<а поле•• та
![]()
Силы, действующие на летательный аппарат
На любой летательный аппарат в полёте действуют че тыре силы: тяга, лобовое сопротивление, подъёмная сила и вес. Понимание того, как действуют эти силы, и умение управлять ими в полёте жизненно важны для пилота. В этой главе обсуждается аэродинамика по лёта - иными словами, то, как конструкция, вес, ко эффициент загрузки и сила тяготения влияют на лета тельный аппарат в процессе пилотирования.
Итак, во время прямолинейного установившегося полёта на летательный аппарат действуют четыре силы: тяга, лобовое сопротивление, подъёмная сила и вес. Вот определения этих сил:
Тяга - это направленная вперёд сила, производимая силовой установкой/воздушным винтом или несущим винтом. Она противодействует силе лобового сопро тивления или преодолевает её. Обычно говорят, что тяга действует параллельно продольной оси, однако, это не всегда так (см. далее).
Лобовое сопротивление - это направленная на зад замедляющая сила, возникающая при нарушении воздушного потока крыльями, фюзеляжем и другими выступающими частями корпуса. Лобовое сопротивле ние противодействует тяге и направлено назад парал лельно набегающему потоку воздуха.
Вес - это совокупная масса самого летательного аппарата, команды, топлива и груза или багажа. Под действием силы тяготения вес тянет самолет вниз. Он противодействует подъёмной силе, приложен к центру тяжести самолёта (ЦТ) и направлен вертикально вниз. Подъёмная сила противодействует силе веса. Она создаётся динамическим эффектом воздействия воз духа на аэродинамическую поверхность, приложена к центру давления самолета и направлена перпендику
лярно траектории полёта.
Во время установившегося полёта равнодействую щая четырёх сил равна нулю. При установившемся прямолинейном полёте неуравновешенных сил быть не может, согласно третьему закону Ньютона, который гласит, что любому действию силы всегда есть равное и противоположно направленное противодействие. Это справедливо как при горизонтальном полёте, так и при наборе высоты или снижении.
Сказанное вовсе не значит, что все четыре силы равны между собой. Это лишь означает, что противо положные силы равны и поэтому уравновешивают воздействие друг друга. На рис. 4-1 векторы сил тяги, лобового сопротивления, подъёмной силы и веса изо бражены равными между собой по величине. Согласно распространённому объяснению (в котором не огова ривается, что тяга и лобовое сопротивление не равны весу и подъёмной силе соответственно), тяга равна лобовому сопротивлению, а подъёмная сила - весу. В целом это справедливо, однако при таком объяснении многое остаётся неясным.

![]()
Тяга
Лобовое сопротивлени
Рис. 4-1. Взаимосвязь сил, действующихна ЛА.
Следует понимать, что при прямолинейном уста новившемся полёте противодействующие друг другу силы подъёма и веса действительно равны по вели чине. При этом они превышают противодействующие друг другу силы тяги и лобового сопротивления, ко торые также равны по величине. Таким образом, при установившемся полёте:
сумма всех действующих вверх сил (не только подъёмной) равна сумме всех сил, действующих вниз (не только веса);
сумма всех действующих вперёд сил (не только тяги) равна сумме всех сил, действующих назад (не только лобового сопротивления).
Для уточнения старой формулы «тяга равна лобовому сопротивлению, а подъёмная сила - весу» следует

Составляющая веса, направленная назад
![]()
Рис, 4-2. Векторы силы во время установившегося набора высоты.
принимать во внимание тот факт, что при наборе вы соты часть тяги направлена вверх и действует подобно подъёмной силе, а часть веса направлена назад и дей ствует подобно силе лобового сопротивления (рис. 4-2). Во время планирования часть вектора веса направ лена вперёд и поэтому действует как тяга. Другими словами, если траектория полёта летательного аппа рата отлична от горизонтальной, каждый из векторов подъёмной силы, веса, тяги и лобового сопротивления
должен быть разложен на два компонента.
Обсуждение вышеизложенной концепции часто от сутствует в руководствах и учебниках по аэронавига ции. Причина этого не в том, что это несущественно, а в том, что основы действия аэродинамических сил могут быть кратко объяснены без необходимости углу бления в нюансы аэродинамической науки. На самом же деле, при рассмотрении лишь горизонтального полёта и установившихся набора высоты и планиро вания, подъёмная сила крыла или несущего винта является главной направленной вверх силой, а вес - главной силой, направленной вниз.
Используя аэродинамические силы тяги, лобового сопротивления, подъёма и веса, пилот может обеспе чить управляемый безопасный полёт летательного ап парата. Рассмотрим эти силы более детально.
Тяга
Чтобы ЛА начал движение, к нему должна быть прило жена сила тяги, превышающая по величине силу лобо вого сопротивления. Он продолжает набирать скорость до тех пор, пока тяга и лобовое сопротивление не урав няются. Для сохранения постоянной воздушной скоро сти тяга и лобовое сопротивление должны оставаться равными друг другу, так же как вес и подъёмная сила должны оставаться равными для обеспечения посто янной высоты полёта. Если во время горизонтального полёта мощность двигателя снижается, то тяга умень шается и летательный аппарат замедляется. Пока тяга остается меньше, чем лобовое сопротивление, лета тельный аппарат замедляет движение - вплоть до момента, когда скорость перестанет быть достаточной для поддержания самолёта в воздухе.
Аналогично, если мощность двигателя возрастает,
тяга начинает превышать лобовое сопротивление, и скорость самолёта увеличивается. Пока тяга остаётся больше, чем сопротивление, самолёт продолжает наби рать скорость. Когда тяга равна лобовому сопротивле нию, самолёт летит с постоянной скоростью.
Установившийся прямолинейный полёт может про ходить на скоростях от крайне малых до очень высоких. Пилот должен соотносить угол атаки (УА) - острый угол между линией хорды аэродинамической поверх ности и направлением набегающего потока - и силу тяги во всех скоростных режимах, если необходимо поддерживать установившийся прямолинейный полёт. Приближённо эти режимы можно разбить на три кате гории: низкоскоростной полёт, крейсерский режим и высокоскоростной полёт.
Высокая горизонтальная
Крейсерская горизонтальная
Низкая горизонтальная


скорость скорость скорость
|
Рис. 4-3. Угол атаки на различных скоростях.

·-· 1_
-- =---
Рис. 4-4. Некоторые ЛА способны менять направление тяги.
Когда скорость невелика, УА должен быть относи тельно большим, чтобы сохранить баланс между подъ ёмной силой и весом (рис. 4-3). Если тяга падает и ско рость уменьшается, подъёмная сила становится меньше веса, и самолёт начинает снижаться. Для сохранения горизонтального полёта пилот может увеличить УА на величину, которая будет достаточна для создания подъ ёмной силы, равной весу самолёта. В этом случае, хотя самолёт и замедлит движение, высота полёта останется неизменной, если пилот будет правильно соотносить тягу и угол атаки.
Установившийся прямолинейный полёт в малом ско ростном режиме создаёт достаточно интересные усло вия равновесия сил, поскольку, когда летательный ап парат находится в положении поднятой носовой части, возникает вертикальная составляющая тяги, помогаю щая поддерживать его. В частности, нагрузка на крыло оказывается меньше, чем можно ожидать. Пилоты хо рошо знают, что при низкой скорости и прочих равных условиях самолёт с работающим двигателем свалива ется на крыло чаще, чем с неработающим. (Вызванный воздушным винтом наведённый воздушный поток во круг крьтьев также вносит свой вклад в этот процесс). Тем не менее, если ограничить анализ четырьмя силами в их обычном смысле, можно сказать, что при полёте на низкой скорости тяга равна лобовому сопротивлению, а подъёмная сила - весу.
Если во время установившегося прямолинейного по лёта тяга возрастает и скорость увеличивается, УА дол жен быть уменьшен. Если эти изменения будут скоор динированными и возникнет правильное соотношение тяги и УА, самолёт останется в режиме горизонтального полёта, но его скорость увеличится.
Если УА не будет соотнесён с увеличением тяги (будет увеличен), самолёт начнёт набирать высоту. Но сниже ние УА изменит подъёмную силу, сохраняя её равной весу, и летательный аппарат останется в режиме гори зонтального полёта:. При очень высокой скорости возмо жен горизонтальный полёт на очень малых негативных
УА. Очевидно, что горизонтальный полёт может выпол няться на любых УА - от угла сваливания и до относи тельно малых негативных углов, достижимых при высо кой скорости.

Некоторые летательные аппараты способны менять направления тяги без изменения УА. Это достигается либо поворотом двигателей, либо изменением направ ления выхлопных газов (рис. 4-4).
Лобовое сопротивление
Лобовое сопротивление - это сила, препятствующая движению летательного аппарата сквозь воздушную среду. Оно бывает двух основных типов: паразитное и индуцированное. Первое называется паразитным, потому что оно никаким образом не способствует полёту, в то время как второе индуцируется или воз никает в результате подъёма, создаваемого аэроди намической поверхностью.
Паразитное сопротивление
Паразитное сопротивление включает в себя все силы, которые замедляют движение летательного аппарата. Как предполагает сам термин «паразитное», эта часть лобового сопротивления не связана с созданием подъ ёмной силы. Сюда входят: перемещение воздуха во время движения летательного аппарата; турбулент ность, создаваемая воздушным потоком; торможение воздушного потока при его движении по поверхности летательного аппарата или крыла. Существует три типа паразитного сопротивления: профильное сопро тивление, интерференционное сопротивление и по верхностное трение.
Профильноесопротивление
Профильное сопротивление - это часть пара зитного сопротивления, являющаяся следствием
формы ЛА и возникающее при огибании его воздуш ным потоком. Примерами компонентов, вызывающих такое сопротивление, являются обтекатель двигателя, антенны и аэродинамическая форма других частей ле тательного аппарата. При столкновении с летательным аппаратом воздушный поток разделяется, обтекает его компоненты и снова объединяется позади его корпуса. От того, насколько быстро и легко происходит это объ единение, зависит сопротивление, создаваемое воз душным потоком и требующее дополнительной силы для преодоления (рис. 4-5). Обратите внимание на то, какие завихрения создаются вокруг краёв плоской пла стины на рис. 4-5.

Рис. 4-5. Профильное сопротивление.
Интерференционное сопротивление
Интерференционное сопротивление возникает при смешении воздушных потоков вблизи поверхности ле тательного аппарата. При этом возникают вихревые токи и турбулентности, которые препятствуют дви жению воздушного потока. Например, значительное интерференционное сопротивление возникает в месте сочленения крыла и фюзеляжа у корневой части крыла. Воздушные токи, обтекающие фюзеляж и крыло, стал киваются, сливаясь в единый поток, отличный от двух своих составляющих.
Наиболее значительное интерференционное сопро тивление возникает, когда две поверхности соединя ются под прямым углом. Для снижения этого эффекта применяются так называемые зализы. Если на реак тивном истребителе установлено два одинаковых кры льевых топливных бака, общее сопротивление воздуха

Рис. 4-6. Корневая часть крыла создаёт интерференционное сопротивление.
больше, чем сумма сопротивлений каждого из баков в отдельности, поскольку оба они создают интерфе ренционное сопротивление. Зализы и зазоры между подъёмными поверхностями и внешними компо нентами (такими, как радарные антенны, свисаю щие с крыльев), помогают снизить интерференци онное сопротивление (рис. 4-6).
Сопротивление поверхностного трения
Сопротивление поверхностного трения - это аэро динамическое сопротивление, возникающее при кон такте движущегося воздуха с поверхностью летатель ного аппарата. Какой бы гладкой и ровной не казалась поверхность, при достаточном увеличении она будет выглядеть неровной и зазубренной. Входя в контакт с поверхностью крыла, молекулы воздуха практически останавливаются. Каждый слой молекул над поверхно стью крыла движется несколько быстрее, чем нижеле жащий, и при некотором удалении от поверхности они приобретают ту же скорость, что и воздушный поток, обтекающий летательный аппарат. Эта скорость назы вается скоростью свободного потока.
Область между поверхностью крыла и уровнем сво бодного потока имеет ширину, примерно равную ши рине игральной карты. Она называется пограничным слоем. В верхней части пограничного слоя молекулы воздуха движутся с той же скоростью, что и за его пре делами. Действительная скорость, с которой движутся молекулы, зависит от формы крыла, вязкости (способ ности к сцеплению) воздуха, сквозь который движется крыло или другая аэродинамическая поверхность, и его объёмной упругости (насколько сильному сжатию он может быть подвергнут).
Воздушный поток за пределами пограничного слоя реагирует на форму краев слоя точно так же, как реа гировал бы на форму поверхности твёрдого объекта. Пограничный слой придаёт любому объекту «эффек-
\гивную» форму, которая обычно несколько отличается от физической формы объекта. Пограничный слой также может отделяться от объекта, создавая при этом эффективную форму, существенно отличающуюся от физической формы объекта. Такое изменение формы пограничного слоя вызывает значительное снижение подъёмной силы и увеличение сопротивления. Этот эффект называется сваливанием аэродинамической поверхности.
Для того, чтобы уменьшить сопротивление поверх ностного трения, авиаконструкторы используют уто пленные крепежи и стараются избежать неровностей, выступающих над поверхностью крыла. Кроме того, для достижения ровной и гладкой поверхности об шивку тщательно шлифуют. Поскольку грязь и пыль на поверхности обшивки препятствуют свободному течению воздуха и увеличивают сопротивление, обшивку летательного аппарата необходимо содер жать в чистоте.
Индуктивное сопротивление
Вторым основным видом лобового сопротивления является индуктивное сопротивление. Считается до казанным, что систем, которые были бы на 100% эф фективны в механическом смысле, не существует в природе. Это означает, что вне зависимости от харак теристик системы, совершённая ею работа включает в себя некоторую часть, которая рассеивается или теря ется внутри системы. Чем более совершенна система, тем меньше эти потери.
Благодаря своим аэродинамическим свойствам, во время горизонтального полёта крыло или несущий винт создают необходимую подъёмную силу, но лишь ценой определённых неизбежных потерь. Эти по тери носят название индуктивного сопротивления. Индуктивное сопротивление является неотъемлемой частью процесса создания подъёмной силы и неотде лимо от этого процесса. Иными словами, оно всегда имеет место при создании подъёмной силы.
Аэродинамическая поверхность (крыло или лопасть несущего винта) создаёт подъёмную силу, используя энергию свободного воздушного потока. При этом дав ление на нижней её поверхности всегда больше, чем на верхней (принцип Бернулли). В результате воздух стремится перетекать из области высокого давления (под торцевой кромкой крыла) вверх, в область низкого давления (над ней). В непосредственной близости от торцевой кромки возникает тенденция к уравниванию

Рис. 4-6. Рис. 4-7. Торцевые завихрения самолёта-опыливателя.
давления, которая приводит к появлению бокового потока, направленного из-под крыла наружу и вверх. Боковой поток отрицательно влияет на угловую ско рость воздуха у торцевой кромки, создавая завихрения, тянущиеся позади аэродинамической поверхности.
Если смотреть на летательный аппарат со стороны хвоста, эти завихрения направлены против часовой стрелки у правого торца крыла и по часовой стрелке - у левого торца (рис. 4-7).Учитывая направления враще ния этих завихрений, можно видеть, что они создают восходящий поток возле торцевой кромки крыла, и снос потока - позади задней кромки крыла. Этот ин дуктивный снос потока не имеет никакого отношения к сносу, необходимому длх создания подъёмной силы. Фактически, он и является причиной возникновения индуктивного сопротивления. Чем больше по размеру и интенсивности воздушные завихрения и связанный с ними снос потока вокруг аэродинамической поверх ности, тем большее воздействие на полёт летательного аппарата оказывает индуктивное сопротивление. Снос потока с верхней поверхности крыла у его торцевой кромки создаёт тот же эффект, что возникает при наклоне вектора подъёмной силы назад, к хвосту летательного аппарата; таким образом, подъёмная сила отклоняется от перпендикуляра к направле нию набегающего потока, создавая тем самым на правленную назад составляющую. Это и есть индук тивное сопротивление.
Для того, чтобы создать большее отрицательное давление на верхнюю кромку аэродинамической поверхности, её можно наклонить, увеличивая УА. Если УА симметричной аэродинамической поверхности будет равен нулю, перепад давлений исчезнет; следовательно, не будет сноса потока и связанного с ним индуктивного сопротивления. В любом случае, по мере роста УА, вместе


Суммарное противление
достигает своего минимума. Определяя максимальную продолжительность и дальность полёта летательного аппарата, следует учитывать, что энергия, необходимая для преодоления лобового сопротивления, минимальна, если минимально сопротивление.
Воздушная скорость
Рис. 4-8. Зависимость лобового сопротивления от скорости.
с ним увеличивается и индуктивное сопротивление. Можно сказать иначе чем ниже воздушная скорость, тем больший УА необходим, чтобы создать подъёмную силу, равную весу летательного аппарата, и соответственно, тем выше индуктивное сопротивление. Величина индуктивного сопротивления обратно пропорциональна квадрату воздушной скорости.
И наоборот, величина паразитного сопротивления прямо пропорционально квадрату воздушной скорости. Следовательно, по мере снижения воздушной скорости вплоть до скорости сваливания, суммарное лобовое
Аэродинамическое качество
Лобовое сопротивление - это цена, которая прихо дится платить за возникновение подъёмной силы. Отношение подъёмной силы аэродинамической по верхности к испытываемой ею силе лобового сопротив ления (У/Х) называется аэродинамическим качеством. Это отношение определяет эффективность аэроди намической поверхности. Чем выше аэродинамиче ское качество летательного аппарата, тем лучше его лётные характеристики. Для установившегося полёте· с постоянными значениями подъёмной силы и силы лобового сопротивления вводятся две величины: коэф фициент подъёмной силы (С) и коэффициент лобового сопротивления (CJ Это безразмерные величины, характеризующие соответственно подъёмную силу аэродинамической поверхности и испытываемую ею силу лобового сопротивления при определённом
сопротивление возрастает, главным образом, за счёт резкого роста индуктивного сопротивления. Аналогично, когда летательный аппарат достигает своей конечной скорости, суммарное лобовое сопротивление снова быстро возрастает из-за резкого роста паразитного сопротивления. Как показано на рис. 4-8, существует определённое значение воздушной скорости, при котором суммарное лобовое сопротивление
угле атаки (рис. 4-9).
Аэродинамическое качество равно отношению С/С,, что эквивалентно отношению подъёмной силы к силе лобового сопротивления (У/Х). В формулах рас чёта подъёмной силы и силы лобового сопротивле ния участвуют следующие величины: У - подъёмная сила, Х - сила лобового сопротивления (обе измеря ются в Ньютонах), р - плотность воздуха на высоте
ux
с,:
:s:
:,::
.2000

.1800
а.,
18 ::,s:::
16
аа.,
.1600
а.,
оа,::
ь:s:
.:о.s..:
ас.::
а. ос::
.1400
14 8
оа.,
е
'-'
о
оа,
.1200 12
оа,
о
\О
о::
о
\О
о::
а.,
:::s::r
-е-
:s:
С')
.1000
.0800
.0600
10 -"о-:'-:
:s:
'-'
"'
8 с,:
:,::
::;;
6
,а.,
оEJ:
i:::
.0400 4
.0200 2
о
Критический угол атаки
Рис. 4-9. Зависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки.
полёта (кг/м3), V - скорость воздушного потока (м/с), S - площадь аэродинамической поверхности (м/с).
Коэффициент Сх равен отношению давления лобо вого сопротивления к динамическому давлению. При низких углах атаки коэффициент лобового сопротив ления обычно невелик, и небольшие изменения угла атаки практически не влияют на него. Но при высоких углах атаки даже незначительные изменения угла вы зывают значительные изменения величины лобового сопротивления.
![]()
у = _c y_x_p_x_v_2_x_s_
2
Приведённые выше формулы включают в себя коэффи циенты подъёмной силы (СУ) и лобового сопротивления (С) соответственно. Форма аэродинамической поверх ности и других создающих подъёмную силу компонентов (например, закрьиков) влияет на величину подъёмной силы, меняя её при изменении УА. Аэродинамическое качество используется для количественной оценки соот ношения подъёмной силы и лобового сопротивления и равно отношению коэффициента подъёмной силы к ко эффициенту лобового сопротивления (С/С).
На рис. 4-9 видно, что кривая подъёмной силы (крас ная) для данной секции крьиа достигает максимума при УА, равном 20°, а затем резко идёт вниз. Таким образом, УА в 15° является критическим углом атаки (углом сва ливания). Кривая лобового сопротивления (жёлтая) начинает быстрый подъём после УА 6° и превышает кривую подъёмной силы при УА 21°. Кривая аэродина мического качества (зелёная) достигает максимума при УА 6°, и это означает, что при таком угле атаки наиболь шая подъёмная сила достигается при наименьшем лобо вом сопротивлении.
Обратите внимание, что максимум аэродинамиче ского качества (У/Х)max достигается при единственных значениях СУи УА. Если в условиях установившегося по лёта достигнут максимум (У/Х)max' суммарное лобовое сопротивление снижается до минимума. При изменении угла атаки в большую или меньшую сторону относи тельно того значения, при котором достигнут максимум аэродинамического качества, суммарное лобовое сопро тивление при неизменной подъёмной силе начнёт ра сти. На рис. 4-9 значению (У/Х)max соответствует нижняя точка оранжевой линии (суммарное лобовое сопротив ление). Конструкция летательного аппарата существен ным образом влияет на аэродинамическое качество.
Вес
Сила тяготения - это сила, которая стремится притя нуть все тела к центру Земли. Центр тяжести (ЦТ) ле тательного аппарата можно рассматривать как точку, в которой сосредоточен весь его вес. Если ЛА подвесить в его ЦТ, он будет находится в равновесии при любом положении. Следует заметить, что ЦТ играет важную роль в аэродинамике, поскольку его расположение существенным образом влияет на устойчивость лета тельного аппарата в воздухе.
Расположение ЦТ каждого ЛА определяется его кон струкцией. Дизайнеры находят положение центра дав ления и размещают ЦТ перед ним. Это делается для того, чтобы при любой заданной скорости полёта обе спечить стабилизирующий момент, достаточный для восстановления равновесия сил.
Вес соотносится с подъёмной силой вполне опреде лённым образом. Это соотношение достаточно про стое, но крайне важное для понимания аэродинамики полёта. Подъёмная сила - это направленная вверх сила, действующая на крыло перпендикулярно на правлению относительного ветра. Подъёмная сила необходима для того, чтобы противодействовать весу ЛА (который возникает благодаря силе тяготения, дей ствующей на массу ЛА). Вес (сила тяжести) направлен вниз и приложен к ЦТ летательного аппарата. Если во время установившегося горизонтального полёта подъ ёмная сила равна весу, ЛА будет находиться в состоя нии равновесия, не снижаясь и не набирая высоту. Если подъёмная сила меньше веса, ЛА теряет высоту, если больше - набирает её. (рис. 4-4).
Подъёмная сила
Пилот имеет возможность управлять подъёмной си лой. Всякий раз, как пилот перемещает штурвал или ручку управления вперед или назад, УА меняется. При росте УА увеличивается и подъёмная сила (при прочих равных факторах). Когда летательный аппарат дости гает максимального УА, подъёмная сила начинает бы стро падать. Это значение УА называется критическим углом атаки и обозначается как акр· Обратите внима ние, как значение СУрастет до достижения критиче ского угла атаки, а затем резко падает при дальнейшем увеличении УА.
Прежде чем продолжить изложение вопроса, сле дует сделать несколько замечаний относительно ско рости полёта. Форма крыла или несущего винта может считаться эффективной только в том случае, если они непрерывно «атакуют" воздух. Для того, чтобы про должать полёт, создающая подъёмную силу аэродина мическая поверхность должна постоянно двигаться. В
случае вертолёта или автожира это достигается за счёт вращения лопастей несущего винта. Для других типов ЛА, таких, как самолёт, дельтаплан или планёр, необхо димо обеспечить движение воздуха вдоль подъёмной поверхности. Это достигается благодаря поступатель ной скорости ЛА. Подъёмная сила пропорциональна квадрату скорости ЛА. Например, если ЛА движется со скоростью 400 км/ч, действующая на него подъёмная сила в четыре раза больше, чем в случае, если бы тот же ЛА двигался со скоростью 200 км/ч.
Фактически, если скорость ЛА увеличивается, а УА остаётся неизменным, он не может продолжать гори зонтальный полёт на постоянной высоте. Подъёмная сила будет расти, и в результате этого ЛА станет наби рать высоту. Поэтому, для сохранения баланса между подъёмной силой и весом и продолжения горизон тального полёта в состоянии равновесия при увеличе нии скорости, подъёмная сила должна уменьшаться. Обычно это достигается за счёт снижения УА (опуска ния носа). И наоборот, при замедлении летательного аппарата для сохранения достаточной подъёмной силы необходимо увеличение УА. Конечно, существует предел увеличения УА, при котором произойдёт сваливание.
При прочих равных условиях, каждому УА соответ ствует некоторая воздушная скорость, необходимая для сохранения высоты при горизонтальном устано вившемся полёте. Поскольку аэродинамическая по верхность всегда входит в состояние сваливания при одном и том же УА, при повышении веса летатель ного аппарата подъёмная сила также должна быть увеличена. Единственный способ увеличения подъ ёмной силы состоит в повышении воздушной скоро сти (при этом УА следует сохранять постоянным и чуть меньшим, чем критический угол атаки, или угол сваливания).
Подъёмная сила и лобовое сопротивление непо средственно зависят от плотности воздуха. На плот ность воздуха влияют такие факторы, как атмосферное давление, температура и влажность. На высоте 5,5 км плотность воздуха вдвое меньше, чем на уровне моря. Для сохранения подъёмной силы при заданном УА, с увеличением высоты истинная воздушная скорость ЛА должна возрастать.
Тёплый воздух имеет меньшую плотность, чем хо лодный, а влажный имеет меньшую плотность, чем сухой. Поэтому в тёплый и сырой день при _заданном угле атаки ЛА должен двигаться с большей истинной воздушной скоростью, чем в холодный и сухой.
Если плотность воздуха снижается, а суммарную подъёмную силу необходимо сохранить равной сум марному весу ЛА, должно быть увеличено значение ка кого-либо из других факторов, влияющих на величину
подъёмной силы. Обычно увеличивают либо воздуш ную скорость, либо УА, поскольку эти величины напря мую контролируются пилотом.
Подъёмная сила может варьироваться в широком ди апазоне в зависимости от площади крыла (при условии, что горизонтальная проекция крыла не меняется). Если два крыла имеют одинаковые пропорции и состоят из одних и тех же аэродинамических поверхностей, крыло с площадью горизонтальной проекции 100 м2 при одном и том же УА способно создавать подъёмную силу вдвое большую, чем крыло с площадью 50 м2•
С точки зрения пилота, главными аэродинамиче скими факторами являются подъёмная сила и ско рость, поскольку этими факторами он может управ лять непосредственно и с высокой степенью точности. Конечно, пилот также может контролировать плот ность воздуха, меняя высоту, а также управлять площа дью крыла (если ЛА снабжён закрылками, увеличиваю щими эту площадь). Однако в большинстве случаев для маневрирования пилоту достаточно контролировать подъёмную силу и скорость. Например, в установив шемся прямолинейном полёте для сохранения посто янной высоты подъёмная сила устанавливается таким образом, чтобы соответствовать крейсерской скорости ЛА, сохраняя состояние равновесия, при котором подъ ёмная сила равна весу. При заходе на посадку, если пилот хочет приземлиться с минимальной возможной скоростью, необходимо увеличить подъёмную силу почти до максимума, чтобы сохранить равновесие между нею и весом ЛА.
Завихрения на кольцевой части крыла
Образование завихрений
Создавая подъёмную силу, аэродинамическая поверх ность вызывает также индуктивное сопротивление. Когда крыло движется с положительным УА, возни кает перепад давлений между его верхней и нижней поверхностями. Давление над крылом меньше, чем атмосферное, а под крылом - равно или превышает атмосферное. Поскольку воздух перемещается из обла сти высокого давления в область низкого, а путь наи меньшего сопротивления пролегает через концевую часть крыла, воздух движется вдоль размаха крыла с нижней его поверхности в сторону от фюзеляжа и во круг торцов крыльев. Возле концевых частей крыльев воздушный поток «рассеивается», создавая воздушные воронки, называемые завихрениями (рис. 4-10).
В то же время, воздух на верхней поверхности крыла движется по направлению к фюзеляжу, в сторону от задней кромки крьта. Этот воздушный поток обра зует аналогичные завихрения на внутренней части задней кромки аэродинамической поверхности, но их

верхней и нижней поверхностями крьта и увеличива ется боковой сдвиг воздушного потока; следовательно, при этом возникают более интенсивные завихре ния, усиливается турбулентность и растёт индук тивное сопротивление.

![]()
V
На рис. 4-10 изображён процесс образования конце вых вихрей крьта. Интенсивность завихрений прямо пропорциональна весу летательного аппарата и обратно пропорциональна размаху крьтьев и его воздушной ско рости. Это означает, что чем тяжелее и медленнее ЛА, тем больше УА и тем сильнее концевые вихри крьта. Кроме того, концевые вихри максимальной интенсивно сти образуются во время взлёта, набора высоты и при земления ЛА. В полёте эти завихрения представляют ре альную опасность, создавая турбулентность.
Рис. 4-10. Торцевые завихрения.
интенсивность незначительна, поскольку движение по тока ограничивается фюзеляжем. Таким образом, откло нения в движении воздушного потока максимальны у внешних торцов крыльев, где свободный боковой поток имеет наибольшую интенсивность.
Изгибаясь вокруг концевой части крьта, воздушный поток сливается со спутной струёй и формирует кон цевой вихрь, вращающийся с высокой скоростью. Эти завихрения увеличивают лобовое сопротивление, по скольку на создание турбулентности расходуется опреде лённая часть энергии. При создании аэродинамической поверхностью подъёмной силы неизбежно возникает индуктивное сопротивление и создаются концевые вихри крьта.

Избегание
С ростом УА увеличиваются как подъёмная сила, так и индуктивное сопротивление. Это происходит потому, что при увеличении УА растёт перепад давлений между
Как избежатьтурбулентности спутного следа
Согласно авиационной поговорке, концевые вихри крыла имеют наибольшую интенсивность, когда ЛА
«тяжёлый, гладкий и медленный». Такие состояния обычно имеют место при взлёте и посадке, поскольку в этих случаях УА летательного аппарата максимален. Чтобы минимизировать вероятность пролёта сквозь турбулентность спутного следа другого самолёта:
избегайте пересечения траектории полёта другого самолёта;
при взлёте позади другого самолёта поворачи вайте в более ранней точке, чем он;
избегайте следования за другим самолётом по схожей траектории в эшелоне шириной менее 300 м (рис. 4-11);
при посадке позади другого самолёта приближай тесь к взлётно-посадочной дорожке по более высо кой траектории, чем у первого самолёта, и касай тесь земли впереди точки, в которой коснулось земли шасси первого самолёта (рис. 4-12).
Зависший вертолёт создаёт снос потока со сво его основного несущего винта (винтов), сходный с
![]()
Рис. 4-11. Избегание следования за другим ЛА на высоте менее 400 м.

Конец слупюrо сnеда
начало сnутноrо следа
Qтрыв
Касание
Рис. 4-12. Избегание турбулентности, создаваемой другим ЛА.
завихрениями на крыльях самолёта. Чтобы избежать воздействия создаваемого зависшим вертолётом сноса воздушного потока, пилоты небольших самолётов не должны приближаться к нему на расстояние, меньшее трёх диаметров несущего винта. В прямолинейном по лёте энергия этого сноса потока преобразуется в пару мощных и высокоскоростных концевых вихрей, схо жих с концевыми вихрями крыла большого самолёта. Пилоты вертолётов должны избегать возникновения завихрений, поскольку в горизонтальном полёте вер толёт часто двигается с достаточно малой воздушной скоростью и в силу этого может создавать чрезвычайно интенсивную турбулентность спутного следа.
При оценке конфигурации турбулентности спутного следа ветер является очень важным фактором, потому что концевые вихри дрейфуют вместе с ветром и с его скоростью. Например, при скорости ветра 20 км/ч кон цевые вихри перемещаются со скоростью примерно 300 м/мин в направлении ветра. При следовании по зади другого ЛА во время выбора точки взлёта или по садки пилот должен учитывать скорость и направле ние ветра В случае, если определение точки взлета или посадки другого ЛА невозможно, следует выждать не менее трёх минут. Этого времени достаточно для того, чтобы турбулентность спутного следа рассеялась.
Эффект влияния земли
В непосредственной близости от земли (или воды) летательный аппарат может двигаться с несколько меньшей воздушной скоростью, чем на значительной высоте. Это является результатом явления, о котором знают многие опытные пилоты, хотя далеко не все по нимают его физический смысл.
Когда летательный аппарат приближается к поверх ности земли (или воды) на расстояние нескольких метров, трёхмерная картина воздушного потока во круг него меняется, поскольку вертикальная состав ляющая потока начинает ограничиваться земной
![]()

Рис. 4-13. Влияние земли изменяет воздушный поток.
поверхностью. Это влияет на сносы потока вверх и вниз, а также на концевые вихри крыльев (рис. 4-13). Эффект влияния земли, таким образом, представ ляет собой воздействие поверхности земли (или воды) на воздушный поток, огибающий летательный аппарат в полёте.
Хотя вблизи земли меняются аэродинамические ха рактеристики поверхности всех аэродинамических поверхностей ЛА, в основе эффекта влияния земли ле жит, прежде всего, изменение характеристик крыла. По мере приближения к земле (при неизменном коэф фициенте подъёмной силы) происходит постепенное снижение интенсивности сноса потока вверх и вниз, а также концевых вихрей крыла.
Побочным эффектом создания аэродинамической поверхностью подъёмной силы является индуктив ное сопротивление: крыло или несущий винт подни мают летательный аппарат, просто ускоряя движения воздушной массы вниз. Конечно, существенную роль играет и область пониженного давления над аэро динамической поверхностью, но это только один из факторов, создающих направленное вниз толкающее воздействие на воздушную массу. Чем больше нисходя щий снос потока, тем сильнее крыло толкает воздуш ную массу вниз. На высоких углах атаки индуктивное сопротивление существенно возрастает, а поскольку в реальном полёте рост угла атаки обычно сопряжён со снижением воздушной скорости, можно сказать, что на низких скоростях индуктивное сопротивление яв ляется преобладающим.
![]()

1 1
1
1 1
l l
1 1
.....
Вне зоны влияния земли
1 11
, ,.,.
,,11'
1
1
11
k '
,.
1 1111
1
1
j,
1
1
1
1 , 1
1
r--,.,._L,J{'i
!
1
1
111'
1'
1 1
11
111
11
\
IL
'i r
1,' 1
1,
1 1
1
1 1 1
1 1
у
1 1
! 11
1 В зоне влияния земли ,1 ,
1111 1
1
1
1
1;1
111
111

В зоне влияния земли 1,
1
11 !
1
111 1 ll' fl i
,ri1
lI L 1
. V
f
1111
1 1
i 11
111
1,11
1
vn
l\l
1 i
11 1
1 1 '%
1 1
! -
j 1
'
1
1
1 1
11
,1,
,)J
1 1
Вне зоны влияния земли
1
11 1
11
1
1 11
111 i
11 1
1 1
1
1 1 1 1, 'i
11111 11 1 ! 1
1
1
1
1
::;
j
о
<l)
:I:
Скорость
Рис. 4-14. Эффект влияния земли изменяет лобовое сопротивление и подъёмную силу.
Уголатаки
Однако снижение интенсивности концевых вих рей крыла вследствие эффекта влияния земли из меняет распределение подъёмной силы по размаху крыла, уменьшая УА и индуктивное сопротивление. Поэтому для сохранения неизменного СУв условиях эффекта влияния земли крылу необходим меньший УА. Если УА сохраняется постоянным, это приводит к увеличению СУ(рис. 4-14).
Эффект влияния земли влияет также и на величину силы тяги, необходимой для достижения определён ной скорости. Поскольку при низких скоростях индук тивное сопротивление преобладает, на малой скорости снижение индуктивного сопротивления из-за эффекта влияния земли вызывает наиболее значительное сни жение силы тяги, необходимой для преодоления пара зитного и индуктивного сопротивления.
Снижение интенсивности индуктивного потока из-за эффекта влияния земли приводит к существен ному снижению индуктивного сопротивления, но практически не влияет на паразитное сопротивление. В результате снижения индуктивного сопротивления при малых скоростях снижается и тяга. Изменение интенсивности сносов потока вниз и вверх, а также концевых вихрей крыла из-за эффекта влияния земли может привести к увеличению аэродинамической (по зиционной) ошибки. В большинстве случаев, влияние земли вызывает повышение показаний приёмника ста тического давления и снижение приборных показаний воздушной скорости и высоты полёта. Таким образом, вблизи земли допустимы меньшие значения прибор ной скорости, чем это обычно необходимо.
Для того, чтобы влияние земли было достаточно значительным, крыло должно находиться в непосред ственной близости к земной поверхности. Одним из прямых следствий эффекта влияния земли является изменение индуктивного сопротивления при измене нии расстояния от крыла до земли и постоянном СУ. Когда высота крыла над землёй равна его размаху, ин дуктивное сопротивление снижается всего на 1,4о/о.
Однако, когда крыло находится на высоте, в четыре раза меньшей его размаха, индуктивное сопротивле ние снижается на 23,So/o, а когда высота в десять раз меньше размаха крыла - на 47,бо/о. Другими словами, значительное снижение индуктивного сопротивления происходит только тогда, когда крыло расположено очень близко к земле. Поэтому эффект влияния земли обычно учитывается при отрыве от земной поверх ности (во время взлёта) или при касании с нею (во время посадки).
Во время фазы отрыва эффект влияния земли при водит к нескольким важным следствиям. ЛА, выходя щий из зоны влияния земли (после взлёта), испытывает воздействия, обратные тем, которые испытывает при входе в эту зону (во время приземления). Так, выходя щий из зоны влияния земли ЛА:
нуждается в увеличенном УА для сохранения по стоянного СУ;
испытывает повышение индуктивного сопро тивления и нуждается в увеличенной тяге;
испытывает снижение устойчивости и кабрирую щие изменения крутящего момента;
испытывает снижение показаний приёмника статического давления и увеличение приборной скорости.
Эффект влияния земли должен учитываться при взлёте и посадке. К примеру, если пилот не понимает, как влияние земли меняет поведение ЛА, рекомендо ванная скорость отрыва может не быть достигнута, что очень опасно. Благодаря снижению сопротивле ния может показаться, что ЛА способен оторваться от земли раньше, чем будет достигнута рекомендованная скорость. Если ЛА выходит из зоны влияния земли с недостаточной скоростью, увеличение индуктивного сопротивления может привести к тому, что параметры набора высоты окажутся неудовлетворительными. В чрезвычайных условиях, таких, как высокий полёт ный вес, значительная высота по плотности и высокая температура, воздушная скорость может позволить



![]()
Тангаж - Крен Рыскание
Рис. 4-15. Оси ЛА.
ЛА подняться в воздух, но окажется неспособной под держивать полёт вне зоны влияния земли. В этом слу чае, едва оторвавшись от земли, ЛА может опять опу ститься на ВПП.
Пилот не должен пытаться заставить ЛА подняться в воздух при недостаточной скорости. Для обеспечения приемлемых начальных параметров набора высоты необходимо достигнуть скорости отрыва, рекомендо ванной производителем ЛА. Также очень важно, чтобы шасси и закрылки убирались только после достиже ния стабильного набора высоты. Никогда не убирайте шасси и закрылки раньше, чем будет достигнута поло жительная скорость набора высоты, и только после до стижения безопасной скорости.
Если во время фазы посадки ЛА входит в зону влияния земли с постоянным УА, он испытывает увеличение СУ и снижение необходимого уровня тяги, что может вы звать эффект «неустойчивости». Из-за снижения лобо вого сопротивления и падения скорости в зоне влияния земли период «неустойчивости» бывает весьма продол жительным. По мере приближения ЛА к точке касания с землёй, эффект влияния земли начинает оказывать на него существенное влияние, в наибольшей степени проявляясь на высотах, меньших, чем размах крыла. Во время последней фазы полёта (непосредственно перед посадкой) необходимо снизить мощность двигателя; в противном случае избыточная тяга не позволит ЛА опуститься на уровень желаемой глиссады.
Оси летательного аппарата
Оси ЛА-это три воображаемых линии, проходящие че рез его ЦТ под прямыми углами друг к другу. Их можно рассматривать как своего рода направляющие, вокруг которых поворачивается ЛА в процессе движения. Ось,
проходящая от носа до хвоста, называется продольной, соединяющая концевые части крыльев - поперечной, а идущая через ЦТ сверху вниз - вертикальной. При любом изменении положения ЛА в воздухе он враща ется вокруг одной или более своих осей (рис. 4-15).
Движение ЛА вокруг своей продольной оси напо минает поперечное покачивание морского корабля. Фактически, названия, используемые для обозначе ния движения ЛА вокруг своих осей, первоначально возникли в морском деле и были приняты в авиа ции из-за сходства движения ЛА и морских кораблей. Перемещение ЛА вокруг своей продольной оси называ ется «крен», вокруг поперечной оси - «тангаж», вокруг вертикальной оси - «рыскание». Рыскание - это гори зонтальное (вправо и влево) движение носа ЛА.
Три угловых движения самолёта обычной схемы (крен, тангаж и рыскание) контролируются трёмя управляющими поверхностями. Крен контролируется элеронами, тангаж - рулями высоты, рыскание - ру лём направления. Использование этих управляющих компонентов подробно обсуждается в главе 5, «Системы управления полётом».
Другие виды ЛА могут использовать иные методы управления движением вокруг осей. Например, пилот ЛА, управляемого переносом веса, контролирует две оси (крен и тангаж), используя А-образную раму, кото рая висит на гибком крыле и прикреплена к трёхколёс ному шасси. Такие ЛА управляются перемещением го ризонтальной (управляющей) штанги. Примерно так же происходит управление дельтапланом (рис. 4-16). Такие летательные средства называются «ЛА, управля емые переносом веса», поскольку пилот управляет ЛА, меняя положение его ЦТ.
В случае парамотора (моторного параплана), управление ЛА обеспечивается изменением формы



Рис. 4-16. ЛА, управляемый переносом веса.
аэродинамической поверхности посредством строп. Крыло парамотора - это парашют, имеющий выпу клую внешнюю поверхность и пологую нижнюю. Две поверхности разделены рёбрами, действующими как ячейки, которые открыты для воздушного потока у передней кромки и имеют внутренние отверстия для пропускания поперечного потока. Принцип полёта та кого ЛА основан на том, что давление в ячейке выше, чем внешнее давление, что превращает её в своего рода
«крыло», действующее в полёте как аэродинамическая поверхность. Пилот и пассажир сидят друг за другом перед двигателем, располагающимся в задней части аппарата. Планер ЛА присоединяется к парашюту в двух точках посредством строп. Управление обеспечи вается как регулировкой мощности двигателя, так и изменением профиля аэродинамической поверхности через управляющие стропы (рис. 4-17).
Оси летательного аппарата
Согласно законам физики, тело, находящееся в состо янии свободного вращения, всегда вращается вокруг своего ЦТ. В аэродинамике величина, характеризую щая склонность ЛА к вращению вокруг своего ЦТ, на зывается моментом. Момент зависит от приложенной силы и расстояния, на котором эта сила приложена. Плечом момента называется расстояние от начала от счёта (референсной точки) до точки приложения силы. При расчётах веса и балансировки моменты определя ются как произведение плеча момента на вес ЛА и из меряются в ньютон-метрах (Н·м).
При проектировании ЛА его ЦТ обычно располагают на расстоянии примерно 1/5 длины средней аэродина мической хорды (САХ) от его носа. В этом случае, при изменении мощности двигателя ЛА не будет совершать
Рис. 4-17. Парамотор.
движения тангажа, и момент всегда будет оставаться неизменным. Хотя конструкторы могут до некоторой степени контролировать точки приложения сил лобо вого сопротивления, они не всегда способны сделать так, чтобы их равнодействующая была приложена к ЦТ летательного аппарата. Однако, они в полной сте пени могут контролировать размер и расположение хвостового оперения. Цель заключается в том, чтобы уменьшить моменты тяги, лобового сопротивления и подъёмной силы до минимума, обеспечив продольное равновесие ЛА в любых условиях.
Во время полёта пилот не может напрямую контроли ровать приложение сил, действующих на ЛА. Он может лишь управлять расположением центра тяжести (через изменение УА). Но такое изменение немедленно при водит к изменению всей совокупности сил. Например, изменение воздушной скорости приводит к изменению подъёмной силы, а также меняет лобовое сопротивле ние и силы, действующие на хвостовое оперение ЛА. Реагируя на такие воздействия, как турбулентность или порывы ветра (стремящиеся изменить положе ние ЛА), пилот обеспечивает противодействующие управляющие силы, которые должны скомпенсиро вать эти изменения.
У некоторых ЛА расположение ЦТ может меняться в зависимости от веса и положения груза на борту. Для противодействияизменениям сил, связанным с выгора нием топлива и загрузкой/разгрузкой груза и пассажи ров, используются триммеры. Триммеры руля высоты и регулируемые горизонтальные стабилизаторы - это компоненты конструкции, позволяющие пилоту ба лансировать ЛА при изменениях груза на борту. Без тримминга постоянная необходимость выполнять ба лансировку больших ЛА во время полёта вызывала бы чрезмерную нагрузку на пилотов, утомляя их.
Характеристики конструкции ЛА Динамическая устойчивость
Каждый ЛА реагирует на управляющее усилие (или со противляется ему) по-своему. Например, тренировоч ный самолёт мгновенно откликается на сигналы орга нов управления, а транспортным самолётом управлять гораздо сложнее. Эти особенности являются частью конструкторского замысла и позволяют выполнять стоящие перед ЛА задачи, обеспечивая достаточную устойчивость и возможность маневрирования. Ниже будут просуммированы наиболее важные аспекты устойчивости, маневренности и управляемости ЛА, описаны методы их анализа и влияние на них различ ных полётных условий.
Статическая устойчивость
Статической устойчивостью называется стремление тела вернуться в положение равновесия. В авиации она определяется как исходный отклик ЛА на отклонение от первоначального УА, скольжение или крен.
Положительная статическая устойчивость исходное стремление ЛА вернуться к перво начальному состоянию равновесия после его нарушения (рис. 4-18).
Нейтральная статическая устойчивость - ис ходное стремление ЛА оставаться в новом со стоянии после того как его равновесие будет нарушено (рис. 4-18).
Отрицательная статическая устойчивость - ис ходное стремление ЛА удаляться от состояния равновесия после того, как оно будет нарушено (рис. 4-18).
Статическая устойчивость была определена как ис ходное стремление ЛА вернуться в состояние равнове сия после того, как он было нарушено. Иногда перво начальное стремление отличается от окончательного (или даже противоположно ему). Поэтому необходимо отделить первое от второго.
Динамическая устойчивость определяется как протяжённый во времени отклик ЛА на откло нение от первоначального УА, скольжение или крен. Этот вид устойчивости также имеет три разновидности (рис. 4-19):
Положительная динамическая устойчивость - с течением времени, амплитуда движения откло нённого объекта уменьшается, и он возвращается в состояние равновесия.
Нейтральная динамическая устойчивость - бу дучи выведенным из состояния равновесия, откло нённый объект не меняет со временем амплитуду своего движения. Этот случай можно проиллю стрировать поведением изношенного автомо бильного амортизатора.
Отрицательная динамическая устойчивость - с течением времени выведенный из состояния рав новесия объект всё сильнее удаляется от него.
Устойчивость ЛА существенно влияет на следующие его характеристики:
Маневренность - способность ЛА свободно манев рировать и выдерживать напряжения, вызванные манёврами. Она определяется весом ЛА, его инер ционностью и размером, расположением системы управления полётом, его структурной прочностью
Положительная статическая | Нейтральная статическая | Отрицательная статическая |
устойчивость | устойчивость | устойчивость |

Приложенная
сила
L
Рис. 4-18. Виды статической устойчивости.
1
![]()
Рис. 4-19. Затухающая и незатухающая устойчивость.
и характеристиками силовой установки - то есть, конструктивными параметрами ЛА.
Управляемость - способность ЛА отвечать на управляющие действия пилота, особенно в от ношении траектории полёта ЛА и его поведения в воздухе. Она показывает, насколько быстро и точно ЛА откликается на управляющие сигналы при маневрировании, безотносительно к степени устойчивости ЛА.
Продольная устойчивость (устойчивость потангажу)
При проектировании ЛА значительное внимание уде ляется обеспечению необходимой устойчивости вдоль всех трёх осей. Однако считается, что в наибольшей степени влиянию изменений подвержена продольная устойчивость.
Продольная устойчивость - качество, делающее ЛА устойчивым в направлении его продольной или во круг поперечной осей (имеется в виду движение по тангажу, когда во время полёта нос ЛА перемещается вверх и вниз). Продольно неустойчивый ЛА при смеще нии носа вверх или вниз склонен постепенно уходить в очень крутые подъём или пике соответственно, либо даже в сваливание. Поэтому продольно неустойчи вые ЛА могут быть сложны, а иногда - опасны для пилотирования.
Статическая продольная устойчивость или неустой чивость ЛА зависит от трёх факторов:
расположения крыла по отношению к ЦТ;
расположения горизонтального хвостового опере ния по отношению к ЦТ;
площади или размера хвостового оперения.
При анализе устойчивости следует помнить, что свободно вращающееся тело всегда поворачивается вокруг своего ЦТ.
Для достижения статической продольной устойчиво сти необходимо обеспечить следующее соотношение моментов крыла и хвостового оперения: если нос пред варительно уравновешенного ЛА внезапно поднимется (или опустится), моменты крыла и хвостового опере ния должны измениться таким образом, чтобы сумма их сил создала неуравновешенный, но восстанавли вающий момент, который, в свою очередь, опустит (или, соответственно, поднимет) нос ЛА в первона чальное положение.
Центр давления (ЦД) большинства асимметричных аэродинамических поверхностей обычно меняет своё продольное положение при изменении УА. С увели чением УА ЦД, как правило, перемещается вперед, а с уменьшением - назад. Таким образом, когда УА крыла увеличивается, ЦД сдвигается назад, и подъёмная сила начинает ещё активнее толкать переднюю кромку крыла вверх. Это явление определяет изначальную не устойчивость крыла. Примечание: ЦД также называют центром подъёмной силы (ЦПС).
На рис. 4-20 изображён самолёт во время установив шегося горизонтального полёта. Зелёная линия соот ветствует продольной оси ЛА и соединяет ЦТ с точкой Т на хвостовом стабилизаторе.
Большинство ЛА проектируется таким образом, чтобы ЦД крыла находился позади ЦТ. При этом ЛА ста новится «перетяжелённым на нос», и возникает необ ходимость в действующей на горизонтальный стаби лизатор и направленной вниз небольшой силе, которая будет уравновешивать ЛА и препятствовать его входу
![]()
![]()
![]()

![]()
![]()
1
1
1, \ 1 l,1lil
11
11 1 ! у
1
2\111!1!1111
1
1
111J111t :.1 : •
il 111
1 1 1
liЛI
1
....
VXЭl'J ие >nебан я
1 1
l-тr-1, 11 1 J
---
1
1i
11 , 1 11 .1 i1 1 , 1
1 , 1
! 1
1
--
1 i l 11
1
'
Незатухающие колебания
1 .... ---
J
1
1 1 J / ! 1
1 1 1 Нарастающие колебания
:
1
1 у,
1 1 1
I /
Положительная статическая (положительная динамическая)
1 } , ! 1
1 1
,·1I
r,.1 1 1 1
1
' 11 ;
: 11\1 1 1-' .!
111 1111
1
1 ! 1
11
. i1
-'f :;i
1
!
1 1
i
_11 .
1
,, I -Jтe,JJ ,
1 1 Щ17Н-1 -.-1-+-Н--П) 1 11 ; !1 '
1
1 1 1 1 1
..,.!..._и1j ......,-,, : [,,__Li ..I
.
,, II I1
1 \ (нейтральная динамическая) I N.i 1;1 (отрицательная динамическая)
1 1
1
11111111 111 11 i 111' 11';' 1 ; 11 111 111 1 1 1111
111
111

Рис. 4-20. Продольная устойчивость.
в пикирование. Для того, чтобы скомпенсировать та кую «перетяжелённость носа», хвостовой стабилизатор должен находиться под небольшим отрицательным УА. Тогда возникает сила, которая тянет хвост ЛА вниз, уравновешивая «тяжёлый» нос. Таким образом, линия ЦТ-ЦД-Т выступает в качестве своего рода «рычага», создающего направленную вверх силу (в точке ЦД) и две направленные вниз силы, уравновешивающие друг друга: первая - значительная по величине сила, при ложенная к ЦТ, и другая (существенно меньшая), при ложенная к точке Т (направленное вниз давление, дей ствующее на стабилизатор). Проиллюстрируем этот физический принцип так: если закрепить железный прут в точке ЦД, а в точке ЦТ подвесить на него тяжё лый груз, для сохранения этого «рычага» в состоянии равновесия потребовалось бы приложить в точке Т на правленное вниз давление.
Хотя во время горизонтального полёта хвостовой стабилизатор находится в горизонтальном положении, на него воздействует снос потока с крыльев. Этот снос ударяет в верхнюю часть стабилизатора и создаёт на правленное вниз давление, которого при определённой воздушной скорости как раз достаточно, чтобы уравно весить «рычаг». Чем быстрее летит ЛА, тем интенсив нее это снос потока и тем больше давление на хвостовой стабилизатор (за исключением Т-образноrо хвостового оперения) (рис. 4-21). В случае ЛА с фиксированными горизонтальными стабилизаторами, производитель устанавливает стабилизатор под углом, обеспечива ющим наилучшую устойчивость (или равновесие) во время полёта с рекомендованными крейсерской скоро стью и режимом работы двигателя.
Если скорость ЛА падает, скорость воздушного по тока вокруг крыла также уменьшается. В результате ослабления воздушного потока вокруг крыла интен сивность сноса потока также снижается, уменьшая направленную вниз силу, действующую на горизон тальный стабилизатор. В свою очередь, характерная
«перетяжелённость носа» усугубляется, заставляя нос ЛА всё сильнее опускаться вниз (рис. 4-22). Из-за этого
Крейсерская скорость

Низкая скорость


![]()
![]()
Высокая скорость
Рис. 4-21. Влияние скорости на снос потока.
самолёт входит в пикирование, УА крыла и лобовое сопротивление уменьшаются, позволяя воздушной скорости расти. Если ЛА продолжит пикирование и скорость вырастет, направленная вниз сила, действу ющая на хвостовой стабилизатор, снова увеличится. Следовательно, хвостовое оперение вновь испытает на правленное вниз давление, нос поднимется, и ЛА нач нёт набирать высоту.
По мере набора высоты воздушная скорость опять упадёт, из-за чего направленная вниз сила, действу ющая на хвостовое оперение, уменьшится, и нос ЛА снова опустится. Поскольку ЛА динамически устой чив, в этот раз амплитуда движения будет ниже, чем до этого. Но во время этого (более пологого) пикирова ния, ЛА наберёт достаточную скорость, чтобы начать новый набор высоты, хотя и не такой крутой, как в пре дыдущем случае.
После нескольких подобных затухающих колеба ний, во время которых нос будет то подниматься, то опускаться, ЛА, наконец, стабилизируется на скоро сти, при которой направленная вниз сила, действую щая на хвостовое оперение, в точности уравновеши вает стремление ЛА войти в пикирование. Когда это

Низкий снос потока

Рис. 4-22. Снижение мощности двигателя приводит к опусканию носа.
состояние будет достигнуто, ЛА снова войдёт в режим установившегося полёта и будет находиться в нём до тех пор, пока его положение в воздухе и воздушная ско рость не изменятся.
Аналогичный эффект наблюдается при сбросе скоро сти. Интенсивность сноса потока с крыльев снижается, и сила, приложенная к точке Т на рис. 4-20, оказывается недостаточной для того, чтобы удержать горизонталь ный стабилизатор от подъёма. Это выглядит таким об разом, как если бы сила, приложенная к рычагу в точке Т, позволила силе тяготения опустить нос ЛА. Это свой ство является полезным: ЛА естественным образом стремится увеличить свою воздушную скорость и вер нуться в состояние равновесия.
Увеличение мощности двигателя или тяги способно также оказать на ЛА дестабилизирующее воздействие, заставляя его нос подниматься. Авиаконструкторы могут нейтрализовать этот эффект, определив место положение «высокой линии тяги» - линии тяги, про ходящей выше ЦТ (рис. 4-23 и 4-24). В этом случае, при увеличении тяги возникает момент, который противо действует направленной вниз силе, приложенной к хвостовому оперению. С другой стороны, очень «низ кая линия тяги» может привести к дополнительному кабрирующему воздействию на горизонтальное хво стовое оперение.
Вывод: если ЦТ расположен перед ЦД, а на хвосто вое оперение действует направленная вниз сила, ЛА обычно стремится вернуться к безопасному положе нию в воздухе.
Ниже центра тяжести

Через центр тяжести

Выше центра тяжести

Рис. 4-23. Влияние линии тяги на продольную устойчивость.
Продольную устойчивость можно проверить следу ющим образом. Уравновесим ЛА для горизонтального полёта в автоматическом режиме. Затем (с помощью органов управления) немного опустим нос ЛА. Если в течение краткого периода времени нос вернётся в ис ходное положение и остановится, ЛА является стати чески стабильным. Обычно вначале нос поднимается выше исходного положения (положения горизонталь ного полёта), и за этим следует серия медленных тан гажных колебаний. Если колебания в конце концов прекратятся, ЛА обладает положительной устойчиво стью; если они продолжатся бесконечно, ЛА обладает нейтральной устойчивостью; если они усиливаются, ЛА неустойчив.
Поперечная устойчивость (устойчивость по крену)
Устойчивость вокруг продольной оси, проходящей от носа ЛА к хвосту, называется поперечной устойчи востью. Она помогает стабилизировать поперечное

Подъёмная сила

Подъёмная сила
Мощность холостого хода
![]()

![]()
Подъёмная сила
Полная мощность
Рис. 4-24. Влияние мощности двигателя на продольную устойчивость.
положение ЛА («эффект крена»), когда одно крыло ока зывается ниже, чем другое, расположенное на противо положной стороне ЛА. Поперечно устойчивым делают ЛА четыре основных конструктивных фактора: попе речное V крыла, прямая стреловидность крыла, киле вой эффект и распределение веса.
Поперечное V крыла
Наиболее распространённый путь обеспечения попе речной устойчивости - это расположить крылья под углом в 1-3% выше перпендикуляра к продольной оси. Крылья на обеих сторонах фюзеляжа прикрепляются к нему так, что формируют У-образный силуэт или угол, называемый «поперечным V крыла». Величина угла по перечного V определяется углом между крылом и ли нией, параллельной поперечной оси.
Поперечное V влияет на равновесие подъёмных сил, создаваемых УА крыльев по обеим сторонам продоль ной оси ЛА. Если резкий порыв ветра заставляет одно крыло подняться, а другое опуститься, самолёт входит


Рис. 4-25. Влияние поперечного V на поперечную устойчивость.
в крен. Когда ЛА входит в крен без поворота, возни кает тенденция к скольжению на крыло (поперечному перемещению вниз в направлении опущенного крыла) (рис. 4-25). Поскольку крылья обладают поперечным V, воздушный поток ударяет в опущенное крыло под го раздо большим УА, чем в поднятое крыло. Благодаря увеличению УА, опущенное крыло создает большую подъёмную силу, чем поднятое крыло. Разница в ве личине подъёмных сил заставляет опущенное крыло подниматься. По мере приближения крыла к гори зонтальному положению, УА обоих крыльев снова уравнивается, и в результате склонность к крену ос лабевает. Итак, смысл поперечного V в том, что при скольжении на крыло оно создаёт противодействую щий крен, возвращающий ЛА в поперечно уравнове шенное положение.
Восстанавливающая сила может заставить опущен ное крыло подняться слишком высоко, при этом про тивоположное крыло опустится ниже горизонтали. Если это произойдёт, процесс повторится, затухая с каждым колебанием, пока не будет достигнуто состоя ние равновесного полёта без крена.
С другой стороны, чрезмерный угол поперечного V может оказать отрицательное воздействие на способ ность ЛА к поперечному маневрированию. ЛА может оказаться настолько поперечно устойчивым, что это будет препятствовать намеренному входу в крен. По этой причине, ЛА, конструкция которых предполагает высокую поперечную маневроспособность, обычно имеют меньший угол поперечного V.
Стреловидн.ость крыла
Стреловидность, в дополнение к поперечному V, также увеличивает подъёмную силу, возникающую при отклонении крыла от горизонтального положения.
![]()

,
=-
Рис. 4-26. Влияние конфигурации киля на поперечную устойчивость.
Крыло со стреловидностью - это такое крыло, перед няя кромка которого скошена назад. Когда под внеш ним воздействием ЛА со стреловидностью начинает скользить на крыло, передняя кромка опущенного крыла оказывается расположенной под прямым углом к набегающему воздушному потоку. В результате дей ствующая на опущенное крыло подъёмная сила воз растает, оно поднимается, и ЛА восстанавливает своё первоначальное положение в воздухе.
Стреловидность крыла также влияет на путевую устойчивость. Когда турбулентность или движение руля направления заставляют ЛА отклониться от курса (рыскать), например, влево, то фактическая длина передней кромки, подвергающаяся воздействию от носительного воздушного потока, у обоих крыльев на чинает различаться - у правого крыла она становится больше, чем у левого. Воздушная скорость правого крыла возрастает, и оно начинает испытывать большее лобовое сопротивление, чем левое. Это дополнитель ное сопротивление толкает правое крыло назад, воз вращая ЛА на его оригинальный курс.
Килевой эффект
ЛА всегда стремится повернуть свою продольную ось в направлении набегающего потока. Этот «эффект флю гера», аналогичный поведению киля морского судна, стабилизирует положение ЛА относительно продоль ной оси. Когда под внешним воздействием одно крыло ЛА опускается, фюзеляж действует подобно маятнику, возвращая ЛА в первоначальное положение.
Поперечно устойчивый ЛА проектируется таким об разом, чтобы основная часть киля находилась выше и позади ЦТ (рис.4-26). В этом случае, при скольжении на крыло сочетание веса ЛА и давления воздушного потока на верхнюю часть киля (обе силы приложены к ЦТ) создают обратный крен, возвращающий ЛА в пер воначальное положение.
Вертикальная устойчивость (устойчивость к рысканию)
Устойчивость относительно вертикальной оси ЛА (бо ковой момент) называется путевой устойчивостью или устойчивостью к рысканию. Путевая устойчивость при проектировании ЛА достигается легче всего. Область вертикального хвостового оперения и боковые поверх ности фюзеляжа позади ЦТ вносят основной вклад во
«флюгероподобное» поведение ЛА- поворот носа в на правлении набегающего потока.
В процессе наблюдения за флюгером можно увидеть, что если зоны его поверхности, подвергающиеся воз действию ветра и расположенные впереди и позади точки вращения, одинаковы по площади, то передняя и задняя действующие на него силы уравновешиваются, и в этом случае флюгер практически неподвижен. Следовательно, необходимо предусмотреть, чтобы зона позади точки вращения имела большую площадь, чем впереди неё.

Рис. 4-27. Влияние конструкции фюзеляжа и горизонтального хвостового оперения на вертикальную устойчивость.
Аналогично, авиаконструкторы обеспечивают пу тевую устойчивость, делая боковую поверхность по зади ЦТ более обширной, чем впереди (рис. 4-27). Дополнительную устойчивость обеспечивает верти кальное хвостовое оперение. Оно действует подобно оперению стрелы лука, обеспечивая прямолинейный полёт. Как и в случае флюгера или стрелы лука, - чем дальше расположено хвостовое оперение и чем оно больше по размеру, тем выше путевая устойчивость ЛА.
Если ЛА летит по прямой линии, а порыв бокового ве тра слегка поворачивает его вокруг вертикальной оси (например, направо), это движение замедляется и, в конечном итоге, прекращается хвостовым оперением. В то время как ЛА поворачивается направо, воздушный поток ударяет в левую сторону хвостового оперения под некоторым углом, создавая давление на левую сторону хвостового оперения, противодействующее повороту и замедляющее движение рыскания. Процесс в какой-то степени сходен с движением флюгера, поворачивающе гося в направлении ветра.
Начальное изменение траектории полёта ЛА в целом немного ниже, чем общее изменение курса. Поэтому, после небольшого рыскания вправо, ЛА в течение корот кого времени движется по первоначальному курсу, но его продольная ось направлена немного вправо. Затем происходит кратковременное скольжение на крьио, и в этот момент ЛА стремится частично повернуться влево (предполагается, что, хотя движение рыскания прекра тилось, излишнее давление на левую сторону хвостового оперения продолжает оказываться). Другими словами, возникает восстанавливающий момент, созданный хво стовым оперением. Эта восстанавливающая тенденция проявляется относительно медленно и исчезает, когда ЛА прекращает скольжение на крьио. Затем ЛА продол жает полёт в направлении, несколько отличающемся от первоначального. Другими словами, самостоятельно он не сможет вернуться на первоначальный курс; это дол жен сделать пилот.
Небольшое повышение путевой устойчивости мо жет быть достигнуто за счёт стреловидности крьиа. Основная функция стреловидности - замедлить эф фект сжатия во время скоростного полёта. В более лёг ких и медленных ЛА стреловидность крьиа помогает правильно расположить центр давления по отношению к ЦТ. Продольно устойчивый ЛА проектируется та ким образом, чтобы его центр давления находился позади ЦТ.
В силу структурных причин авиаконструкторы ино гда не имеют возможности присоединить крьиья к фю зеляжу в желаемой точке. Если им придётся выдвинуть крьиья слишком далеко вперёд, при этом установив их под прямым углом к фюзеляжу, центр давления ока жется слишком близко с ЦТ, и обеспечение желаемой продольной устойчивости станет невозможным. Придав крьиьям прямую стреловидность, конструкторы могут переместить центр давления назад. Таким образом, пра вильное расположение центра давления обеспечивается степенью стреловидности крьиьев и их расположением на фюзеляже.
Крьиья обычно почти не влияют на статическую путевую устойчивость ЛА. Стреловидное крьио вносит определённый вклад (в зависимости от степени
стреловидности), но это вклад относительно мал в срав нении с влиянием других компонентов.
Свободные путевые колебания («голландский шаг»)
«Голландский шаг» - это совмещённые поперечные/ путевые колебания, которые обычно бывают динами чески устойчивыми, но могут быть небезопасны для ЛА в силу их периодической природы. Затухание режима колебаний может быть слабым или сильным, в зависи мости от характеристик конкретного ЛА.
Если правое крыло ЛА внезапно опускается, поло жительное скольжение на крыло выравнивает крыло вокруг поперечной оси, прежде чем нос снова уста новится по ветру. В то время, как крыло выравнивает положение, могут возникнуть поперечные и путевые колебания, в результате которых нос ЛА начнёт опи сывать «восьмерки» - сумму двух колебаний (крена и рыскания), которые будут иметь примерно одинако вую амплитуду, но не совпадать по фазе друг с другом. В большинстве современных ЛА (кроме высокоско ростных самолётов с высокой стреловидностью крыла) эти свободные путевые колебания обычно вскоре пре кращаются сами, если только нет сильного ветра или турбулентности.
ЛА, имеющие склонность к «голландскому шагу», обычно оборудуются гиростабилизированным демп фером рыскания. Производители стараются достиг нуть «золотой середины» между слишком большой и слишком малой путевой устойчивостью. Поскольку для ЛА лучше иметь «спиральную неустойчивость», чем склонность к «голландскому шагу», обычно выби рается первая из этих характеристик.
Спиральная неустойчивость
Спиральная неустойчивость возникает, когда статиче ская путевая устойчивость ЛА очень высока в сравне нии с вкладом поперечного V крыла в сохранение по перечного равновесия. Когда поперечное равновесие ЛА нарушается порывом ветра и начинается скольже ние на крыло, высокая путевая устойчивость застав ляет нос развернуться в направлении возникшего ве тра, в то время как, в силу сравнительно низкого угла поперечного V, крыло запаздывает с восстановлением поперечного равновесия. Из-за такого рыскания крыло на внешней окружности разворота будет двигаться бы стрее, чем противоположное, и, как следствие, подъ ёмная сила на нём начнёт расти. В результате этого процесса ЛА войдёт в режим нарастания крена, и если пилот не выровняет положение ЛА, угол крена будет возрастать всё сильнее. В то же время, благодаря пу тевой устойчивости, нос повернётся в направлении
встречного потока, фактически заставляя ЛА войти в режим малого угла тангажа. ЛА начнёт двигаться по нисходящей спирали и, если пилот не примет меры, постепенно войдёт в крутое спиральное пикирование. Обычно скорость нарастания интенсивности спираль ного движения невелика, и пилот без особого труда мо жет контролировать этот процесс.
Все ЛА в той или иной степени подвержены спираль ной неустойчивости, хотя в остальных своих характе ристиках могут быть вполне устойчивы. Этот явление объясняет, почему ЛА не может бесконечно двигаться в
«автоматическом» режиме.
Было затрачено много сил для того, чтобы создать органы управления (выравниватели крыла), которые были бы способны исправлять или устранять спираль ную неустойчивость. Пилот должен быть осторожен при выводе ЛА из спирального движения, особенно на последних его стадиях, иначе структура ЛА может подвергнуться чрезмерным нагрузкам. Неправильный выход из спиральной неустойчивости зачастую приво дит к структурным разрушениям ЛА и вызывает, воз можно, наибольшую долю катастроф в гражданской авиации. Поскольку воздушная скорость в условиях спирального движения быстро возрастает, использо вание руля высоты для снижения скорости и поднятия носа только уменьшает радиус спирали, ещё усиливая нагрузку. Результатом продолжительного неконтроли руемого спирального движения может стать структур ное разрушение ЛА или его падение на землю, или и то и другое. Наиболее часто встречающиеся причины воз никновения такой ситуации: потеря пилотом ориен тиров для определения положения горизонта; его не способность контролировать ЛА с помощью приборов управления; либо сочетание обеих причин.
Аэродинамические силы при полётном маневрировании
Силы, действующие на ЛА при повороте
Если смотреть на совершающий установившийся пря молинейный полёт ЛА спереди (рис. 4-28) и вообразить видимыми силы, действующие на него в этом положе нии, прежде всего, мы увидим две силы: подъёмную силу и вес. Если ЛА вошёл в крен, очевидно, что подъём ная сила прямо не противодействует весу; скорее, она действует наклонно, в направлении крена. Основная истина о поворотах: когда ЛА входит в крен, подъёмная сила действует по направлению к центру разворота и вверх.
Первый закон Ньютона (закон инерции) утверждает,
что объект, находящийся в состоянии покоя или равно мерного прямолинейного движения, сохраняет это со стояние, пока к нему не будет приложена какая-либо дополнительная сила. ЛА, как и любой движущийся объ ект, отклоняется от прямолинейного движения только под воздействием боковой силы. При простом повороте эта сила обеспечивает крен ЛА, так, чтобы подъёмная сила действовала по направлению вверх и внутрь (к цен тру поворота). Во время поворота подъёмная сила разде ляется на две составляющие, направленные под прямым углом друг к другу. Первая составляющая направлена вертикально и противоположно весу (силе тяжести). Она называется вертикальной составляющей подъём ной силы. Вторая направлена горизонтально к центру поворота и, соответственно, называется горизонталь ной составляющей подъёмной силы или центростреми тельной силой. Горизонтальная составляющая подъ ёмной силы смещает ЛА с прямолинейной траектории, заставляя его войти в поворот. «Равной по величине и



Подъёмная сила
Подъёмная сила
Подъёмная сила
. ,.
.'
.''
'
Горизонтальный полёт Поворот с умеренным креном Поворот с большим креном
Рис. 4-28. Силы, действующие на ЛА во время нормального координированного поворота.
противоположной по направлению» реакцией ЛА на изменение траектории полёта является центробежная сила, которая равна горизонтальной составляющей подъёмной силы и направлена в обратную ей сторону. Это объясняет, почему при правильно выполняемом по вороте сила, разворачивающая ЛА, никак не связана с рулём направления. Руль направления используется для корректировки любого отклонения между траекторией полёта и линией, проведенной от носа до хвоста ЛА. Правильным является такой поворот, при котором нос и хвост ЛА движутся по одной и той же траектории. Если во время поворота не используются руль направления, нос ЛА рыскает, отклоняясь вовне траектории поворота. Руль направления помогает вернуть нос ЛА в перво начальное положение, выровняв его по относитель ному ветру.
ЛА не управляется рулём, подобно морскому судну или автомобилю. Для того, чтобы повернуть ЛА, его необхо димо накренить. Пока ЛА не войдёт в состояние крена, не появится сила, которая заставит его отклониться от прямолинейной траектории полёта. И наоборот, войдя в крен, ЛА начнёт совершать поворот (если при этом не станет скользить на крьто).
Правильный путевой контроль основывается на том факте, что всякий раз, войдя в крен, ЛА стремиться со вершить поворот. Пилоты не должны забывать об этом, когда стараются удержать ЛА в режиме установившегося прямолинейного полёта.
Сам по себе вход в крен при повороте никак не меняет общую сумму сил, действующую на ЛА. Поскольку подъ ёмная сила во время крена разделяется на вертикальную и горизонтальную составляющие, доля подъёмной силы, противоположная силе тяжести и поддерживающая вес ЛА, уменьшается. Следовательно, чтобы ЛА не начал
терять высоту, должна быть создана дополнительная подъёмная сила. Это достигается путём увеличения УА до тех пор, пока вертикальная составляющая подъёмной сила снова не станет равной весу. Поскольку с увеличе нием угла крена вертикальная составляющая подъём ной силы уменьшается, УА должен постепенно увеличи ваться, создавая достаточную вертикальную подъёмную силу для поддержки веса ЛА в воздухе. Пилотам необхо димо помнить, что при повороте на постоянной высоте вертикальная составляющая подъёмной силы должна быть равна весу.
Для каждого значения воздушной скорости угло
вая скорость поворота (УСП) ЛА зависит от величины горизонтальной составляющей подъёмной силы. Установлено, что горизонтальная составляющая подъ ёмной силы пропорциональна углу крена, - иначе го воря, увеличивается и уменьшается по мере увеличения или уменьшения угла крена соответственно. Когда угол крена увеличивается, горизонтальная составляющая подъёмной силы тоже увеличивается, тем самым уве личивая УСП. Таким образом, на любой выбранной воздушной скорости УСП контролируется коррекцией угла крена.
Для создания вертикальной составляющей подъёмной силы, достаточной для сохранения высоты в горизон тальном полёте, необходимо увеличить УА. Поскольку лобовое сопротивление аэродинамической поверхности прямо пропорционально УА, по мере роста подъёмной силы индуктивное сопротивление также увеличива ется. Это, в свою очередь, приводит к потере воздуш ной скорости в прямой зависимости от угла крена. При малом угле крена возникает малая потеря воздушной скорости, а при большом - соответственно, большая. Для предотвращения потери воздушной скорости при
Нормальный поворот Поворот с внутренним скольжением Поворот с внешним скольжением

![]()
Подъёмна-я си-л·а·-···-А
Горизонтальная подъёмная сила
![]()
Центробежная сила равна горизонтальной подъёмной силе
Цеfj,Тробежная сил
Подъёмная сила

Центробежная сила меньше горизонтальной подъёмной силы
Подъёмная сила

Горизонтальная подъёмная сила
Центробежная сила больше горизонтальной подьёмной силы
![]()
Рис. 4-29. Нормальный поворот, поворот с внутренним скольжением и поворот с внешним скольжением.
горизонтальном повороте необходимо увеличить тягу (мощность двигателя). Величина дополнительной тяги пропорциональна углу крена.
Для того, чтобы компенсировать дополнительную подъёмную силу, возникающую при увеличении воздуш ной скорости во время поворота на постоянной высоте, должен быть уменьшен УА или увеличен угол крена. Если угол крена сохраняется постоянным, а УА уменьша ется, УСП падает. Для того, чтобы сохранить постоянную УСП при увеличении воздушной скорости, УА должен оставаться постоянным, а угол крена - расти.
Повышение воздушной скорости приводит к увели чению радиуса поворота, а центробежная сила прямо пропорциональна этому радиусу. Если поворот выпол няется правильно, горизонтальная составляющая подъ ёмной силы должна быть равна по величине центробеж ной силе и противоположна ей по направлению. Когда во время поворота, постоянного по угловой скорости, воздушная скорость возрастает, радиус поворота уве личивается. Это увеличение, в свою очередь, вызывает увеличение центробежной силы, которое должно быть уравновешено увеличением горизонтальной составля ющей подъёмной силы, что можно обеспечить только ростом угла крена.
В повороте с внутренним скольжением УСП недо статочна для используемого крена, поскольку ЛА ры скает, отклоняя нос вовне траектории поворота. Для достигнутой УСП крен слишком велик, поэтому гори зонтальная составляющая подъёмной силы больше, чем центробежная сила (рис. 4-29). Равновесие между гори зонтальной составляющей подъёмной силы и центро бежной силы восстанавливается путём снижения угла крена или увеличения УСП, либо комбинацией двух этих способов.
Поворот с внешним скольжением происходит при из лишней центробежной силе, превышающей горизон тальную составляющую подъёмной силы. В результате центробежная сила тянет ЛА за пределы траектории поворота. УСП слишком высока для достигнутого угла крена. Поэтому коррекция поворота с внешним сколь жением предполагает снижение УСП или увеличение крена, либо комбинацию двух этих способов.
Для сохранения выбранной УСП угол крена должен из меняться вместе с воздушной скоростью. Это особенно важно для высокоскоростных ЛА. Например, при скоро сти 650 км/ч ЛА должен иметь угол крена примерно 44°, чтобы выполнить поворот с постоянной угловой скоро стью 3°в секунду. При таком угле крена вертикальная со ставляющая подъёмной силы составляет только 79% от её общей величины. Поэтому необходимо существенно увеличить УА, чтобы компенсировать потерю вертикаль ной подъёмной силы. Если этого не сделать, произойдёт значительная потеря высоты.
Силы, действующие на ЛА при наборе высоты
С практической точки зрения, подъёмная сила крыла при установившемся наборе высоты ничем не отлича ется от его подъёмной силы при горизонтальном по лёте с той же воздушной скорости. Хотя при наборе высоты траектория ЛА изменяется, УА крыла по отно шению к наклонной траектории остаётся практиче ски неизменным (как и подъёмная сила). Изменения возникают только в самом начале набора высота, но они носят кратковременный характер (см. рис. 4-30). Изменение подъёмной силы происходит во время пере хода от установившегося прямолинейного полёта к на бору высоты - в момент, когда руль высоты начинает отклоняться назад. Подъём носа ЛА увеличивает УА и (на короткое время) подъёмную силу. В этот момент она превышает вес и поэтому заставляет ЛА начать на бор высоты. После того, как угол наклона восходящей траектории установится, УА и подъёмная сила снова вернутся к значениям, примерно соответствующим прямолинейному полёту.

Рис. 4-30. Изменение подъёмной силы во время входа в набор высоты.
Если ЛА начал набирать высоту без изменений в мощности двигателя, его воздушная скорость будет по степенно снижаться, поскольку тяга, достаточная для сохранения некоторой воздушной скорости при гори зонтальном полёте, недостаточно дЛ!f сохранения той же скорости при наборе высоты. Когда траектория по лёта наклонена вверх, возникает составляющая веса, которая действует в том же направлении, что суммарное лобовое сопротивление (параллельно ему), тем самым увеличивая суммарное эффективное сопротивление. В результате суммарное лобовое сопротивление начи нает превышать силу тяги, и воздушная скорость падает. Снижение воздушной скорости постепенно приводит к соответствующему снижению лобового сопротивле ния, пока суммарное сопротивление (включая состав ляющую веса, действующую в том же направлении), не


![]()
Начало набора llblCOThl. Соnроn,вление больше тяги, скорость
станет равным силе тяги (рис. 4-31). Изменение скоро сти происходит постепенно и существенным образом за висит от различий в размерах ЛА, их весе, суммарного лобового сопротивления и других факторов. Итак, сум марное лобовое сопротивление превышает силу тяги, и воздушная скорость снижается.

![]()
![]()
са
Силы, действующие на ЛА при снижении
В момент перехода от установившегося прямолиней ного полёта к снижению (как и в случае набора вы соты), силы, действующие на ЛА, меняются вполне определённым образом. В рассматриваемом ниже при мере ЛА снижается при той же мощности двигателя, что и в установившемся прямолинейном полёте.
В момент, когда штурвал отклоняется вперёд с целью начать снижение, УА на короткое время изменяется. В начальный момент инерция ЛА заставляет его продол жать движение по первоначальной траектории. В этот момент УА падает, заставляя уменьшиться суммарную подъёмную силу. В результате вес становится больше, чем подъёмная сила, и ЛА начинает снижаться. Одновременно с этим траектория полета переходит от
Гориэональный полёт. Силы уравновешены,
скоростьпостоянна.
УС18НОВИВШИЙСЯ набор
высоты. Силы
уравновешены,
горизонтальной к нисходящей.
Не следует путать падение подъёмной силы с невоз
скоростпьостоянна.
![]()
Рис. 4-31. Изменение скорости ЛА во время входа в набор высоты.
В общем и целом, когда режим полёта стабилизируется, силы тяги и лобового сопротивления (равно как и подъёмная сила и вес) снова уравновешиваются, но их значения оказываются ниже, чем для режима установившегося прямолинейного полёта с теми же установками мощности двигателя. Поскольку при наборе высоты вес ЛА действует не только вниз, но и назад (параллельно лобовому сопротивлению), для сохранения той же скорости, что при горизонтальном полёте, требуется дополнительная мощность двигателя. Величина этой дополнительной мощности зависит от угла кабрирования. Когда угол кабрирования становится настолько большим, что для его поддержания уже не хватает мощности двигателя, начинается снижение скорости.
Тяга, требующаяся для устойчивого подъёма, равна сумме лобового сопротивления и некоторой доли веса (величина этой доли зависит от угла кабрирования). Например, для подъёма под углом 10° требуется тяга, равная лобовому сопротивлению плюс 17% веса ЛА. Для вертикального набора высоты потребовалась бы тяга, равная сумме веса и лобового сопротивления. Таким образом, для заданных характеристик набора высоты величина угла кабрирования зависит от запаса мощно сти, необходимого, чтобы преодолеть противодействие определённой доли веса. Обратите внимание, что ЛА может выполнять набор высоты только благодаря запасу мощности двигателя. Когда запас мощности исчерпан, ЛА утрачивает возможность дальнейшего набора вы соты. В этот момент ЛА достигает своего «абсолют ного потолка».
можностью создания подъёмной силы, достаточной для выполнения горизонтального полёта. Необходимая траектория полёта обеспечивается доступным резер вом мощности двигателя и положением руля высоты.
Для снижения на той же воздушной скорости, с ко торой осуществлялся установившийся прямолиней ный полёт, мощность двигателя должна быть снижена в момент начала снижения. Составляющая веса, дей ствующая по направлению вперёд параллельно траек тории полёта, увеличивается по мере того, как угловая скорость снижения растёт и, наоборот, уменьшается, когда угловая скорость снижения падает.
Сваливание на крыло
Сваливание на крыло происходит вследствие резкого уменьшения подъёмной силы, вызванного срывом воз душного потока с поверхности крыла при превыше нии критического УА. Сваливание может произойти в любом положении по тангажу и при любой скорости. Сваливание относится к числу хуже всего понимаемых аэродинамических процессов, поскольку пилоты часто полагают, что причиной сваливания является прекра щение создания крылом подъёмной силы. В ходе свали вания крыло не прекращает создавать подъёмную силу полностью. Скорее, оно не может создать подъёмную силу достаточной величины, чтобы сохранить режим горизонтального полёта.
С увеличением УА СУтакже растёт. В некоторой точке коэффициент достигает максимума, а затем начинает падать. Этот максимум обозначается как CYrnax После превышения CYrnax или критического УА величина соз даваемой крылом подъёмной силы существенно умень шается, но (как было сказано выше) оно не перестаёт создавать подъёмную силу полностью.
У большинства прямокрылых ЛА крылья проекти руются так, чтобы срыв потока начинался у их корня. Корень крыла первым достигает критического УА, а затем срыв потока распространяется к концевой его части. Этот факт позволяет сохранить управляемость ЛА с помощью элеронов, расположенных ближе к кон цевой части крыла.
Для обеспечения начального срыва потока у корня крыла используются различные методы. Один из ва риантов - «скрученное» крыло с более высоким УА у корня. Другой метод создания раннего корневого срыва - установить срывные накладки в передней чет верти крыла (возле его передней кромки).
В режиме сваливания крыло продолжает создавать подъёмную силу. В противном случае ЛА упал бы на землю. Большинство учебно-тренировочных ЛА скон струированы таким образом, чтобы во время свали вания на крыло их нос опускался, снижая УА и выводя ЛА из режима сваливания. Это «стремление к пики рованию» вызвано тем, что ЦД таких ЛА находится позади ЦТ. Расположение ЦТ имеет большое значение для способности ЛА выходить из режима сваливания. Если допустить, чтобы центр тяжести ЛА располагался вне конструктивно допустимой зоны, у пилота могут возникнуть трудности с выходом из режима свалива ния. Самые серьёзные проблемы появляются, если ЦТ располагается позади конструктивно допустимой зоны (ближе к хвосту). В такой ситуации пилот может ока заться не способным создать (с помощью руля высоты) достаточную подъёмную силу, чтобы скомпенсировать увеличившийся вес ЛА. Поскольку уменьшить УА будет невозможно, ЛА продолжит двигаться в режиме свали вания вплоть до контакта с землёй.
Скорость сваливания конкретного ЛА не является по стоянной для всех полетных ситуаций, но каждый ЛА всегда входит в сваливание на одном и том же УА, безот носительно к его воздушной скорости, весу, коэффици енту загрузки и высоте по плотности. Для каждого ЛА существует определённый УА, при котором воздуш ный поток отрывается от верхней поверхности крыла и происходит сваливание. Этот критический УА лежит в пределах от 16° до 20°, в зависимости от конструкции ЛА. Но каждый ЛА имеет единственный УА, на котором происходит сваливание.
Встречаются три полётные ситуации, в которых кри тический УА может быть превышен: низкая скорость, высокая скорость и поворот.
ЛА может войти в режим сваливания из установивше гося прямолинейного полёта, если его скорость слиш ком низка. При уменьшении воздушной скорости УА должен быть увеличен, чтобы восстановить подъём ную силу, необходимую для сохранения высоты. Чем ниже скорость, тем больше должен быть УА. В конце
концов, достигается такой УА, при котором крыло ста новится неспособным создать достаточную подъёмную силу, чтобы поддержать ЛА, входящий в режим свали вания. Если воздушная скорость продолжает падать, ЛА входит в режим сваливания, поскольку УА превысил критический и воздушный поток сорвался с крыла.
Вход в режим сваливания может происходить не только при низкой скорости. Крылу можно придать чрезмерный УА на любой скорости. Например, ЛА может войти в пикирование на скорости 200 км/ч, если пилот резко отклонит на себя тягу руля высоты (рис. 4-32). Сила тяжести и центробежная сила пре пятствуют мгновенному изменению траектории, но УА может резко измениться с очень малого до очень большого. Поскольку направление относительного ве тра определяется траекторией полёта ЛА и движением набегающего воздушного потока, УА резко увеличива ется, и ЛА может достичь критического УА на гораздо большей скорости, чем обычная скорость сваливания.

Рис. 4-32. Силы, действующие наЛАво время выхода из пикирования.
Скорость сваливания ЛА во время выполнения гори зонтального поворота выше, чем при установившемся прямолинейном полёте (рис. 4-33). Центробежная сила увеличивает вес ЛА, и крыло должно создавать значительную дополнительную подъёмную силу, чтобы уравновесить нагрузку, вызванную сочетанием центробежной силы и веса. В свою очередь, необхо димая дополнительная подъёмная сила создаётся от клонением назад тяги руля высоты. Это увеличивает УА крыла, и, следовательно, его подъёмную силу. При увеличении угла крена УА также должен увеличиться, чтобы противодействовать нагрузке, вызванной цен тробежной силой. Но если в какой-либо момент УА пре высит критический, ЛА войдёт в режим сваливания на крыло.
1 | 11 | 111 | 1 | 1 | 1 | ||||||
" 1 j ! ! | i | ! | i' | : | 1 | j | |||||
: 1 1 / 11 1/ : н--'-++-t-гh-+н-++++++++1+++-++1++-t-п-t+t-+-t-k-t-'-'-t-+'-t н+lн+++-iн++-r--'--1-+'+чl -'-t-++',t€ ii/o !вaЬoi :t,,J;h1 i 1 , 1 1 Vщ I J t+Н,+н--Нl+н-+1н-l-н+l'1-н:-,,н.-1: 1 -н_,{'-нu'н-;;-.н,"vf.,,, ,,-;:.r+:т--t-а: ,r-i 1 , у-т | |||||||||||
1 I
l 100.
![]()
1 90
13

12
11 :§
![]()
10 :s:
9i "'
![]()
в
а,
с,_
а,
60
7
,i:.: .
1 80 -
6
:,:
![]()
"' а,
![]()
![]()
![]()
5
� 40
=:sr:
:s:
J! 20
4 -е-
![]()
![]()
3
2
Рис. 4-34. Обледенение во время полёта.
0оlL· .:lJJ..!!!!!!!!: =±_,,,,,,. ==::±:::I=-_J ..J J--J 1
1о· 20· за· 40· so· 50· 10· во· 90"
Угол крена
Рис. 4-33. Увеличение скорости сваливания и коэффициент перегрузки.
Теперь перейдём к рассмотрению того, как ведёт себя ЛА в режиме сваливания. Чтобы уравновесить ЛА аэродинамически, ЦД должен располагаться позади ЦТ. Хотя это неизбежно делает ЛА перетяжелённым на нос, снос потока с горизонтального стабилизатора пре пятствует стремлению ЛА к опусканию носа. В момент сваливания на крыло, когда действующая вверх подъ ёмная сила крыла и действующая вниз хвостовая сила исчезают, ЛА выходит из равновесного состояния. В результате ЛА резко опускает нос, поворачиваясь во круг своего ЦТ. ЛА входит в состояние пикирования, УА уменьшается, а воздушная скорость снова возрастает. Воздушный поток снова начинает плавно обтекать крыло, возникает подъёмная сила, и ЛА возвращается в полётный режим. В ходе этого цикла может произойти значительная потеря высоты.
В ходе обсуждения процесса сваливания на крыло необходимо упомянуть о форме аэродинамической поверхности и о факторах, которые могут привести к потере этой формы. Например, если позволить льду, снегу и инею скапливаться на поверхности ЛА, плав ное обтекание крыла воздушным потоком будет нару шено. В результате граничный слой может отделиться от аэродинамической поверхности при УА ниже, чем критический. Подъёмная сила резко снижается, ухуд шая лётно-технические характеристики ЛА. Если по зволить льду скапливаться на поверхности ЛА во время полёта (рис. 4-34), вес ЛА будет расти, в то время как его способность создавать подъёмную силу снизится. Слой льда толщиной всего 0,8 мм на верхней поверхности крыла увеличивает лобовое сопротивление и умень шает подъёмную силу ЛА на 25%.
Обледенение может произойти в любое время года, в любой точке земного шара, на высотах до 5,5 км, а ино гда и выше. Малые ЛА, включая самолёты местных ави алиний, наиболее уязвимы для обледенения, поскольку они летают на меньших высотах, где обледенение
происходит более часто. У них также отсутствуют обычные для реактивных самолётов средства, предот вращающие намерзание льда путём нагрева переднего края крыльев.
Обледенение может произойти при полёте среди об лаков, когда температура опускается ниже точки замер зания. Переохлаждённые капли воды скапливаются на поверхности ЛА и замерзают. (Переохлаждённые капли воды сохраняют жидкое состояние даже при температуре ниже О 0С).
Основные принципы конструкции воздушного винта
Воздушный винт ЛА состоит из двух и более лопастей и центральной втулки, к которой эти лопасти прикре пляются. Каждая лопасть воздушного винта, в сущ ности, является вращающимся крылом. Благодаря своей конструкции, лопасти воздушного винта пред ставляют собой аэродинамические поверхности и соз дают силу тяги, которая тянет (или толкает) ЛА вперёд. Двигатель обеспечивает мощность, необходимую для вращения лопастей несущего винта с высокой скоростью, а винт превращает вращательную энер гию двигателя в поступательную.
Поперечное сечение типичного воздушного винта показано на рис. 4-35. Как видно, оно очень напоминает сечение крыла ЛА. Одна поверхность лопасти выпу клая или изогнутая (аналогично верхней поверхности крыла ЛА), в то время как другая поверхность плоская (как нижняя поверхность крыла). Линия хорды - это воображаемая прямая, проведённая через лопасть от её передней кромки к задней. Как и у крыла, передняя кромка лопасти - это её толстый край, который при нимает на себя поток воздуха при вращении воздуш ного винта.
Угол установки лопасти - это угол (в градусах) меж;ду хордой лопасти и плоскостью вращения, из меряемый в определённой точке на поверхности лопасти (рис. 4-36). Поскольку в большинстве случаев воздушный винт имеет плоское «брюшко» лопастей,
Глава 4. Аэродинамика полёта
![]()

Рис. 4-35. Аэродинамическая поверхность лопасти воздушного винта.
линия хорды часто проводится вдоль нижней стороны лопастей. Шаг винта и угол установки лопасти - разные величины, но поскольку шаг, главным образом, опре деляется углом установки лопасти, они часто заменяют друг друга. Увеличение или уменьшение одной вели чины обычно связывают с увеличением или уменьше нием другой.
Шаг винта измеряется в единицах расстояния (ме трах). Воздушный винт, помеченный как «1,8-1,3», имеет диаметр 1,8 м и эффективный шаг 1,3 м. Шаг винта - это расстояние, пройденное поступательно винтом за один полный оборот без проскальзывания.
При определении характеристик воздушного винта с неизменяемым шагом для нового ЛА производитель обычно устанавливает такой шаг, который бы позво лил винту эффективно работать на предполагаемой крейсерской скорости. Любой воздушный винт с не изменяемым шагом представляет собой компромисс, поскольку может быть эффективным только при определённом сочетании воздушной скорости и угло вой скорости винта (измеряется в оборотах в минуту, об/мин). Во время полёта пилот не имеет возможности изменить это сочетание.
Когда ЛА находится в состоянии покоя на земле (с включённым двигателем) или начинает разбег перед взлётом, коэффициент полезного действия (кпд) воз душного винта очень низок, поскольку винт не может передвигаться с достаточной скоростью, позволяющей его лопастям достичь максимального кпд. В такой си туации каждая из лопастей воздушного винта повора чивается в воздухе под УА, который обеспечивает срав нительно небольшую тягу (относительно мощности, затраченной на её вращение).
Чтобы понять принцип действия воздушного винта, вначале рассмотрим его движение, которое является одновременно вращательным и поступательным. В случае, показанном на рис. 4-36, лопасть винта дви жется вниз и вперёд. Угол, под которым воздух (набе гающий поток) встречается с лопастью винта, является её УА. Происходит отклонение потока, которое создаёт

Тяга
г ?'/
Линия хорды/
Набегающий поток
Рис. 4-36. Угол лопасти воздушного винта.
динамическое давление на поверхность лопасти, обра щённую к двигателю. Поскольку это давление больше, чем атмосферное, возникает тяга.
Тяга также возникает благодаря форме лопасти, по тому что лопасть, подобно крылу, имеет изогнутую поверхность. Когда воздух обтекает винт, давление на одной его стороне меньше, чем на другой. Как и в слу чае крыла, возникающая противодействующая сила направлена в сторону области с меньшим давлением. Воздушный поток над крылом создаёт меньшее давле ние, поэтому сила (подъёмная сила) направлена вверх. В случае воздушного винта, который устанавливается не в горизонтальной, а в вертикальной плоскости, об ласть сниженного давления находится перед винтом, и сила (тяга) направлена вперёд. Аэродинамически тяга зависит от конфигурации воздушного винта и УА его лопастей.
Тягу также можно связать с массой воздуха, отбра сываемого воздушным винтом. В этом смысле, тяга равна массе отбрасываемого воздуха, умноженной на разность между скоростью спутной струи и скоростью ЛА. Энергия, израсходованная на создание тяги, зави сит от интенсивности движения воздушной массы. В среднем, тяга составляет примерно 80% от крутящего момента (общей мощности, поглощённой воздушным винтом). Остальные 20% уходят на потери от трения и скольжения. При любой скорости вращения мощность, поглощённая воздушным винтом, уравновешивает мощность, произведённую двигателем. Для любого однократного поворота воздушного винта количество отброшенного воздуха зависит от угла установки лопа сти, который определяет, насколько большой «кусок» воздуха «откусывает» винт. Поэтому угол установки ло пасти - это превосходный способ управлять нагрузкой на воздушный винт и угловой скоростью двигателя.
Угол установки лопасти также является средством управления углом атаки воздушного винта. Угол уста новки лопастей на воздушных винтах постоянной
91
скорости необходимо делать таким, чтобы обеспечить наиболее эффективный УА на всех скоростных режи мах двигателя и ЛА. Кривые разницы между подъём ной силой и лобовым сопротивлением, построенные для различных воздушных винтов, показывают, что самый эффективный УА - очень малый, лежащий в диапазоне от +2° до +4°. Фактический угол уста новки лопасти, необходимый для сохранения столь малого УА, варьируется в зависимости от поступа тельной скорости ЛА.
Воздушные винты с неизменяемым шагом и пере ставляемыми на земле лопастями конструируются для максимального кпд на единственном сочетании угло вой и поступательной скоростей. Иначе говоря, они проектируются для определённого ЛА с определённым двигателем. Установленный на ЛА воздушный винт должен обеспечивать максимальный кпд в режимах взлёта, набора высоты, крейсерского и скоростного по лёта. Любое изменение лётно-технических характери стик ЛА приводит к снижению кпд воздушного винта и двигателя. Поскольку кпд любого устройства - это отношение полезной работы к затраченной на её вы полнение энергии, кпд воздушного винта - это отно шение полезной мощности (мощности тяги) к общей мощности двигателя. Кпд воздушного винта лежит в пределах от 50 до 87%, в зависимости от величины его скольжения.
Скольжение воздушного винта - это разница между геометрическим шагом винта и его эффективным ша гом (рис. 4-37). Геометрический шаг - теоретическое расстояние, которое воздушный винт должен пройти в своём поступательном движении за один оборот; эф фективный шаг - расстояние, которое он проходит на самом деле. Таким образом, геометрический (или теоретический) шаг воздушного винта не учитывает скольжение, в отличие от эффективного шага.

Рис. 4-37. Скольжение воздушного винта.
Почему лопасти воздушного винта «скручены»? Дело в том, что внешняя область лопасти, как и внешняя часть любого объекта, вращающегося вокруг цен тральной точки, движется быстрее, чем область, на ходящаяся возле втулки (рис. 4-38). Если бы геометри ческий шаг лопасти был неизменным по всей её длине,
•

Рис. 4-38. Оконечности воздушного винта вращаются быстрее, чем втулка.
область возле втулки имела бы негативный УА, в то время как на её внешнем конце происходил бы срыв по тока. Изгиб лопасти (или изменение её геометриче ского шага) позволяет воздушному винту в режиме крейсерской скорости работать с относительно не изменным УА по всей своей длине. Лопасти воздуш ного винта изогнуты, чтобы угол установки лопасти менялся по длине лопасти пропорционально скоро сти вращения, сохраняя постоянным тягу на всех участках винта.
Обычно максимальный кпд обеспечивается углом установки лопасти, лежащим в пределах от 1° до 4°, но в полёте УА воздушного винта с неизменяемым шагом обычно варьируется в пределах от 0° до 15°. Эти вари ации связаны с изменениями в относительном воз душном потоке, причиной которых, в свою очередь, являются изменения воздушной скорости ЛА. Таким образом, УА воздушного винта является результатом двух движений: вращения винта вокруг своей оси и его поступательного движения вперёд.
Воздушный винт постоянной скорости автоматически поддерживает угол установки лопастей таким образом, чтобы обеспечивать максимальный кпд для большинства условий полёта. Во время взлёта, когда необходимы максимальная мощность и тяга, воздушный винт постоянной скорости работает с малыми значениями угла установки лопасти и шага. Малый угол установки лопасти обеспечивает малый УА и эффективную работу воздушного винта. В то
же время он позволяет винту отбрасывать меньшую массу воздуха при каждом обороте. Уменьшение нагрузки повышает скорость вращения двигателя и даёт ему возможность преобразовывать в тепловую энергию максимальное количество топлива в единицу времени. Высокие обороты двигателя также создают максимальную тягу, потому что, хотя масса воздуха, отбрасываемая при каждом обороте винта, невелика, угловая скорость и скорость спутной струи достаточно высоки, и при малой скорости ЛА возникает максимальная тяга.
После отрыва от земли, когда скорость ЛА возрастает, воздушный винт постоянной скорости автоматиче ски увеличивает значения угла (и шага). И опять, воз росший угол установки лопасти сохраняет УА малым и делает работу винта эффективной. Более высокий угол установки лопасти увеличивает отбрасываемую винтом при каждом повороте массу воздуха. При этом обороты двигателя снижаются, уменьшая расход то плива и износ двигателя, в то время как тяга сохра няется максимальной.
После отрыва от земли, в фазе набора высоты, пи
лот снижает выходную мощность двигателя: вначале он уменьшает давление наддува, а потом увеличи вает угол установки лопасти, тем самым уменьшая обороты двигателя.
На крейсерской высоте (когда ЛА движется в ре жиме горизонтального полёта, для которого требу ется меньшая мощность, чем для отрыва от земли и набора высоты) пилот опять снижает выходную мощ ность двигателя, уменьшая давления наддува, а затем увеличивая угол установки лопасти. Это снова приво дит крутящий момент в соответствие со сниженной мощностью двигателя. Хотя масса отбрасываемого воздушным винтом при каждом обороте воздуха уве личивается, это полностью компенсируется сниже нием скорости спутной струи и увеличением воздуш ной скорости. УА по-прежнему мал, поскольку угол установки лопасти при увеличении воздушной скоро сти тоже вырос.
Крутящий момент и Р-фактор
С точки зрения пилота, крутящий момент (стремление ЛА к левому повороту) состоит из четырёх элементов, которые вызывают или создают изгибающее или вра щающее движение вокруг по меньшей мере одной из трёх осей ЛА. Эти четыре элемента:
реактивный момент двигателя и воздушного винта;
спиральный эффект спутной струи;
гироскопическое действие воздушного винта;
асимметричная нагрузка на воздушный винт (Р-фактор).
Противодействие

Рис. 4-39. Реактивный момент.
Реактивный момент
Возникновение реактивного момента связано с Третьим законом Ньютона - каждое действие вызы вает равное и противонаправленное противодействие. В применении к ЛА это означает, что, в то время как внутренние части двигателя и воздушный винт вра щаются в одном направлении, равная по величине сила пытается повернуть ЛА в противоположном на правлении (рис. 4-39).
Когда ЛА находится в воздухе, эта сила действует вдоль продольной оси, стремясь накренить ЛА. В прошлом, чтобы уравновесить стремление к крену, некоторые са молёты конструировали таким образом, чтобы крыло, на которое оказывается большее давление вниз, созда вало большую подъёмную силу. В современных ЛА в конструкции двигателя предусматриваются элементы, противодействующие эффекту крутящего момента.
ЗАМЕЧАНИЕ. Большинство двигателей для самолётов американского производства вращают воздушный винт по часовой стрелке, если смотреть со стороны кресла пилота. Европейские двигатели (в том числе и россий ские) в большинстве своём вращают винт против часо вой стрелки. С несущими винтами вертолётов всё наобо рот. В американских вертолётах винт вращается против часовой стрелки, в европейских - по часовой. В выше приведенных рассуждениях рассматривается двигатель, вращающий воздушный винт по часовой стрелке.
Обычно при проектировании ЛА изначально предус матриваются факторы, которые полностью уравнове шивают кренящую силу на крейсерской скорости, по скольку большую часть времени ЛА двигается именно на этой скорости. Однако триммеры элерона препят ствуют такому уравновешиванию в других скорост ных режимах.
Когда во время разбега при взлёте шасси ЛА ещё дви жутся по земле, реактивный момент вызывает добавоч ное вращение ЛА вокруг вертикальной оси. Реактивный момент создаёт силу, которая давит на левую сторону ЛА, стремясь опустить её. Поэтому на левую стойку шасси приходится больший вес, чем на правую. В результате
левое колесо испытывает большее наземное трение (или сопротивление), чем правое, что вызывает дополнитель ное стремление к повороту влево. Величина этого мо мента зависит от многих переменных. Вот некото рые из них:
размер и мощность двигателя;
размер и угловая скорость воздушного винта;
размер самого ЛА;
состояние поверхности земли.
Этот момент рыскания во время разбега при взлёте должен гаситься путевой балансировкой или пилотом (с помощью руля направления).
Спиральный эффект
Высокоскоростное вращение воздушного винта при
Гироскопическое действие
Перед тем, как говорить о гироскопическом действии воздушного винта, необходимо рассмотреть общий принцип гироскопа. Практическое применение ги роскопа основано на двух фундаментальных особен ностях гироскопического действия: неизменность пространственного положения и прецессия. Нас инте ресует, прежде всего, прецессия.
Прецессия - это явление, при котором ось враща ющегося воздушного винта отклоняется, когда к его втулке приложена отклоняющая сила. Как видно на рис. 4-41, когда эта сила приложена, результирующее воздействие направлено под прямым углом вперед и в направлении вращения.
даёт спутной струе спиральное (винтовое, штопорное) вращение. При высокой угловой скорости воздушного винта и низкой поступательной скорости (например, во время взлёта или сваливания при большом УА), за кручивающийся спиралью воздушный поток бывает очень плотным и может вызвать значительное боко вое усилие, приложенное к вертикальному хвостовому оперению ЛА (рис. 4-40).

Приложеннаясила
Эффективная сила

Результирующаясила (90")


Рис. 4-41. Гироскопическая прецессия.
Рис. 4-40. Спиральный эффект.
Рыскание
Вращающийся воздушный винт самолёта представ ляет собой очень хороший гироскоп и поэтому подвер жен этому явлению. Если приложить к воздушному винту силу, стремящуюся отклонить его от плоскости враще ния, результирующая сила будет направлена под пря мым углом вперед и в направлении вращения, создавая моменты тангажа или рыскания, либо сочетание обоих моментов (в зависимости от точки приложения силы).
Ударяя в вертикальное хвостовое оперение ЛА, закру чивающаяся спутная струя вызывает момент вращения, стремящийся повернуть ЛА вокруг вертикальной оси. Чем больше плотность спирали, тем значительнее эта сила. Однако при увеличении поступательной скорости спираль удлиняется, и сила её воздействия уменьшается. Спиральная спутная струя также создаёт кренящий мо мент, поворачивающий ЛА вокруг продольной оси.
Обратите внимание, что кренящий момент, создавае мый спиральной воздушной струёй, направлен вправо, в то время как реактивный кренящий момент - влево, и фактически эти моменты уравновешивают друг друга. Но эти силы существенно различаются по величине, и пилот обязан постоянно предпринимать надлежащие меры, чтобы корректировать ситуацию. Необходимо противодействовать этим силам вне зависимости от того, какая из них преобладает в данный момент.

Рис. 4-42. Поднятый хвост создаёт гироскопическую прецессию.
Считается, что эта разновидность крутящего эффекта в большей степени присуща ЛА с хвостовым колесом и чаще всего возникает во время разбега при взлёте (когда хвост ЛА приподнят) (рис. 4-42). Такое изменение в по ложении по тангажу вызывает те же последствия, что и приложение силы к верхней части плоскости вращения
воздушного винта. Результирующая сила, направленная под прямым углом вперед, вызывает момент рыскания, стремясь повернуть ЛА влево вокруг вертикальной оси. Величина момента зависит от нескольких переменных, одной из которой является быстрота подъёма хвоста ЛА (величина приложенной к нему силы). Прецессия, или гироскопическое действие, возникает, когда сила при ложена к любой точке втулки на плоскости вращения воздушного винта. Результирующая сила по-прежнему направлена от точки приложения в направлении враще ния. В зависимости от того, куда приложена сила, может начаться рыскание влево или вправо, тангаж вверх или вниз, либо сочетание рыскания и тангажа.
движущаяся назад (в одном направлении с воздушным потоком). Таким образом, лопасть, движущаяся против воздушного потока, создаёт большую подъёмную силу (или тягу), и центр тяги перемещается по направлению к этой лопасти. Теперь представим себе установленный вертикально вал воздушного винта, вращающийся под малым углом к воздушному потоку (как у самолёта). В этом случае неуравновешенная тяга начинает посте пенно падать и продолжает уменьшаться до тех пор, пока не станет равной нулю (в момент, когда вал воз душного винта будет расположен точно по горизонтали относительно воздушного потока).
Асимметричная нагрузка (Р-фактор)
При полёте с высоким УА движущаяся вниз лопасть
«откусывает» больший «кусок» окружающего воздуха, чем движущаяся вверх. Это сдвигает центр тяги вправо по площади, ометаемой воздушным винтом, вызывая момент рыскания, направленный влево вокруг верти кальной оси. Доказательство существования такого явления достаточно сложное, поскольку оно включает в себя решение геометрических задач сложения векто ров сил, действующих на каждую лопасть, с учётом УА



Нагрузка на движущуюся вверх лопасть
Нагрузкана движущуюся вверх лопасть
Нагрузка на движущуюся вниз лопасть
Нагрузкана движущуюся вниз лопасть
каждой лопасти и УА летательного аппарата.
Эта асимметричная нагрузка вызывается равно действующей скоростью, которая складывается из скорости движения лопасти воздушного винта вдоль плоскости его вращения и скорости воздуха, прохо дящего горизонтально сквозь диск воздушного винта. Если ЛА движется с положительным УА, правая, если смотреть сзади, или опускающаяся, лопасть проходит через область воздуха, движущегося со скоростью, ко торая больше, чем скорость левой (поднимающейся) лопасти. Поскольку лопасть пропеллера представляет собой аэродинамическую поверхность, увеличение её скорости приводит к увеличению подъёмной силы. Опускающаяся лопасть создаёт большую подъёмную силу и стремится повернуть нос ЛА влево.
При полёте с высоким УА движущаяся вниз лопасть имеет большую равнодействующую скорость и создаёт большую подъёмную силу, чем лопасть, движущаяся вверх (рис. 4-43). Это легче представить, если допу стить, что вал воздушного винта установлен перпен дикулярно земле (как у вертолёта). Если исключить любое движение воздуха, помимо того, что создаётся самим воздушным винтом, одинаковые области каж дой лопасти будут иметь одну и ту же воздушную ско рость. Когда воздух движется горизонтально сквозь установленный вертикально воздушный винт, дви жущаяся вперёд (против воздушного потока) лопасть имеет большую воздушную скорость, чем лопасть,
Малый уголатаки Большой угол атаки
Рис. 4-43. Асимметричная нагрузка навоздушный винт (Р-фактор).
Воздействие каждой из четырёх составляющих крутя щего момента меняется при изменении полётной ситу ации. В какой-либо фазе полёта одна из составляющих оказывает большее влияние, чем другая, в другой фазе - наоборот. Соотношение этих сил зависит от лётно-тех нических характеристик каждого ЛА - его планера, двигателя, конфигурации воздушного винта, а также от других параметров. Для того, чтобы сохранить контроль над ЛА в любых полётных условиях, пилот должен над лежащим образом использовать органы управления по летом, уравновешивая изменяющиеся силы.
Коэффициент перегрузки
В аэродинамике коэффициентом перегрузки назы вается отношение максимальной нагрузки, которую способен выдержать ЛА, к его полному полётному весу. Коэффициент перегрузки выражается числом, кратным g (ускорению свободного падения). g пред ставляет собой единицу силы, равную силе тяготения, приложенной к телу в состоянии покоя. Любая сила, стремящаяся отклонить ЛА от прямой траектории по лёта, создает нагрузку на его конструкцию. Максимум этой нагрузки и определяется коэффициентом пере грузки. Хотя прохождение курса аэродинамики не
является обязательным условием получения лётного свидетельства, компетентный пилот должен хорошо понимать, какие силы действуют на ЛА, как использо вать эти силы в процессе полёта и какие операционные ограничения имеет ЛА.
Например, коэффициент перегрузки, равный 3, оз начает, что полная нагрузка на конструкцию ЛА в три раза больше его полного полётного веса. Поскольку ко эффициент перегрузки выражается в g, можно сказать, что он равен Зg.
Если на выходе из пикирования коэффициент пере грузки равен Зg, это означает, что пилот вдавлива ется в кресло с силой, в 3 раза превышающей его вес. Поскольку современные ЛА рассчитаны на достаточно
высокую воздушную скорость, их коэффициент пере грузки бывает высоким, и перегрузка становится важ ным фактором при проектировании конструкции ЛА.
Конструкция любого ЛА способна выдерживать на грузку лишь до определённого предела. Поэтому пи лоту крайне важно знать коэффициент перегрузки эксплуатируемого им ЛА. Значимость коэффициента перегрузки связана с двумя причинами:
пилот имеет возможность создать опасную пере грузку конструкции ЛА;
Рост коэффициента перегрузки увеличивает ско рость сваливания на крыло, делая сваливание воз можным при относительно безопасной воздушной скорости.
Учёт коэффициента перегрузки при проектировании ЛА
Ответ на вопрос «насколько прочным должен быть ЛА?» зависит, главным образом, от области применения этого ЛА. Вопрос крайне непростой, поскольку макси мально возможные нагрузки значительно превышают допустимые для любой эффективной конструкции ЛА. Чрезмерную нагрузку на конструкцию ЛА могут вы звать, например, жёсткая посадка или слишком резкий выход из пикирования. В то же время такие нагрузки могут оказаться вполне допустимыми, если конструк ция ЛА рассчитана на быстрый взлёт, медленную по садку и значительный полезный груз.
В этом смысле становится важной задачей опреде лить наибольшее значение коэффициента перегрузки, допустимое при штатной эксплуатации ЛА в различ ных полётных ситуациях. Эта величина называется коэффициентом максимальной эксплуатационной
допустимым, если в этом случае некоторые части ЛА потеряют первоначальную форму, а конструкция под вергнется не слишком существенным повреждениям.
Коэффициент перегрузки в 1,5 КМЭП называется
«коэффициентом запаса прочности». Такой запас проч ности обеспечивает (до некоторой степени) устойчи вость ЛА к нагрузкам выше тех, которые ожидаются при штатной эксплуатации. Сказанное не означает, что пилот может сознательно и на постоянной основе за действовать запас прочности во время полёта. Скорее, этот запас предусмотрен для сохранения целостности ЛА в непредусмотренных полётных ситуациях.
Приведённые выше соображения справедливы для любых условий нагрузки, будь то порывы ветра, манев рирование или приземление. Принятые сегодня пара метры устойчивости ЛА к перегрузке от порывов ветра, по своей сути, не меняются в течение многих десяти летий. Сотни тысяч эксплуатационных часов доказали, что они обеспечивают необходимую безопасность. Поскольку пилот не имеет практической возможности контролировать перегрузку от порывов ветра (за ис ключением снижения скорости ЛА при входе в область турбулентности), требования к устойчивости к этому виду перегрузки примерно одинаковы для большин ства ЛА общего назначения, вне зависимости от обла сти их применения. В целом, коэффициент перегрузки от порыва ветра является определяющим при проекти ровании ЛА, не предназначенных для спортивно-пило тажного использования.
Совершенно иной является ситуация с так называе мым «коэффициентом эксплуатационной перегрузки». При обсуждении этой темы необходимо остановиться на: (1) ЛА, спроектированных в соответствии с систе мой категорий (т.е. обычных, универсальных, спор тивно-пилотажных) и (2) старых ЛА, спроектирован ных ещё до введения этой системы.
ЛА, спроектированные в соответствии с системой категорий, легко идентифицируются маркировкой в кабине пилотов, которая указывает на эксплуатаци онную категорию (или категории) конкретного ЛА. Максимальный безопасный коэффициент перегрузки (коэффициент максимальной эксплуатационной пере грузки) для различных категорий ЛА имеет следующие значения:
![]()
Категория кмэп
![]()
Обычные1 ОТ 3,8 ДО -1,52
![]()
перегрузки (КМЭП). ЛА должен выдерживать такую перегрузку без каких-либо структурных поврежде
Универсальные (умеренный пилотаж,
![]()
включая штопор)
от 4,4до -1,76
ний. Хотя обычно предполагается, что конструкция ЛА должна сохранять эксплуатационные качества при пе регрузках, превышающих КМЭП в 1,5 раза, считается
Спортивно-пилотажные от 6,0 до -3,0
![]()
1Дnя ЛА с полным полётным весом более 1,8 т КМЭП снижен. К указанным выше значен11ям прибавляется коэффициент запаса прочности, увеличивающий их в 1,5 раза.
![]()
С увеличением сложности разрешённых манёвров растёт и коэффициент перегрузки. Смысл введения системы категорий заключается в обеспечении мак симально эффективной эксплуатации ЛА. Если ЛА предназначен исключительно для обычных задач, необходимый коэффициент перегрузки (а значит, и вес ЛА) меньше, чем в том случае, если он выполняет тренировочные или спортивно-пилотажные задачи, поскольку они предполагают более высокую нагрузку при маневре.
ЛА, не имеющий маркировки категории, скорее всего, проектировался на основе более ранних инже нерных стандартов, которые не предполагали кон кретных эксплуатационных ограничений. Такие ЛА (с полным полётным весом до 1,8 т) по допустимым перегрузкам сравнимы с современными универсаль ными ЛА и могут эксплуатироваться в тех же условиях. Если полный полётный вес такого ЛА превышает 1,8 т, коэффициент перегрузки снижается. Такие ЛА счита ются сравнимыми по прочности с современными обыч ными ЛА и могут эксплуатироваться в тех же условиях, что они.
Перегрузка при глубоком вираже
При координированном повороте на постоянной высоте коэффициент перегрузки любого ЛА опре

![]()
1 il 1
7 1 ' 1 1
1
1 1
1 11,
1
, 11
6 h1+-----t1++--i11_·t-+-"---1++++1г++l-t-Н..,..1++++++++++++-!1Н--++-11---Н-г
1
1
5 н--1-:-++i-h-l-t+I +-t-н-t-t+t+-1-t+++-lн+++-t-Н-++++-t-+t-t+t
4 н--1 1 ,-Н-
-t -t-Н
1l-++ 1 i +-t-н-t-Н-t+-1-h-+t-iн+++-t-Н-t++-Нl+t-t+t
+
3 н-+---+. ++-,1 1++
11 1
-+ ч-lг+t+r+-n-+++-+-1++++-t-Н-t+fl,,г+t-t+t+
,
11·
i
/
2 1-Н-+-'-++-г+t-t+I +-t-н-t-++t+-1-+1+-r'lt+t+,.+,7"f-г+t-Н-н-1-Н-+
11
1
1
1 , , 1, ,
1 1
; i
r , 1
l-!-
1
1
60'
80' 90'
+-11
+-I
+-1
-l--i
+Н
1
Угол крена
Рис. 4-45. Зависимость коэффициента перегрузки от угла крена.
крыло должно быть в состоянии создать подъёмную силу, соответствующую этой нагрузке.
Обратите внимание на то, насколько круто поднима ется вверх кривая коэффициента перегрузки при угле крена, приближающемся к 90°. Этой точки она достиг нуть не может, потому что при крене 90° поворот на по стоянной высоте математически невозможен. ЛА можно накренить на 90°, но не во время координированного поворота. ЛА, который может выполнить поворот со скольжением на крыло при крене 90°, способен на пря

i
11
деляется двумя силами: центробежной и силой тяжести (рис. 4-44). Для любого выбранного угла крена угловая скорость поворота меняется в зависимости от воздушной скорости - чем выше воздушная, тем ниже угловая скорости. Это уравновешивает дополнитель ную центробежную силу, позволяя коэффициенту пе регрузки оставаться неизменным.
с3
Рис. 4-44. Во время поворота перегрузку вызывают две силы.
Рис. 4-45 указывает на важный факт - после того, как угол крена достигает 45-50°, коэффициент перегрузки
начинает очень быстро расти. Для любого ЛА при угле крена 60° коэффициент перегрузки равен 2g. При 80° он равен 5,76g. Для сохранения первоначальной высоты
молинейный полёт с таким креном. При угле крена более 80° коэффициент перегрузки превышает 6g - предельный коэффициент перегрузки для спортивно пилотажных ЛА.
При выполнении координированного поворота на постоянной высоте максимальный угол крена для ЛА общего назначения не должен превышать 60°. Этот угол крена и обеспечивающий его режим работы двигателя определяют предел безопасности для ЛА такого типа. Дополнительный крен в 10° увеличивает коэффициент перегрузки приблизительно на lg, приближая его к фи зическому пределу возможной нагрузки для ЛА такого типа (рис. 4-46).
Коэффициент перегрузки и скорость сваливания
Любой ЛА, в пределах возможностей его конструкции, может войти в режим сваливания на любой скорости. При достижении достаточно высокого УА гладкий воз душный поток, обтекающий аэродинамическую по верхность, нарушается и разделяется, вызывая резкое изменение полётных условий и внезапное падение подъёмной силы, которое, в свою очередь, приводит к сваливанию на крыло.
Изучение этого явления показало, что скорость сваливания любого ЛА прямо пропорциональна
квадратному корню из коэффициента перегрузки. Это означает, что ЛА с нормальной установившейся скоро стью сваливания 100 км/ч может войти в режим сва
ливания на скорости 200 км/ч, если его коэффициент перегрузки достиг 4g. Если бы этот ЛА мог выдержать коэффициент перегрузки 9g, он мог бы войти в режим сваливания на 300 км/ч. Пилот должен знать, что:
случайное сваливание ЛА из-за увеличения коэф фициента перегрузки (например, в крутом вираже или штопоре) может быть чрезвычайно опасно;
когда ЛА намеренно входит в режим сваливания на скорости, превышающую расчётную скорость ма неврирования, его коэффициент перегрузки очень сильно возрастает.
На рис. 4-45 и 4-46 видно, что на крутом вираже при крене, превышающем 72°, коэффициент перегрузки ра вен Зg, а скорость сваливания значительно увеличива ется. Если такой поворот совершает ЛА с нормальной установившейся скоростью сваливания 85 км/ч, для предотвращения сваливания его воздушная скорость должна быть больше 140 км/ч. Аналогичный эффект возникает при резком переходе на кабрирование или любом маневре, увеличивающий коэффициент пере грузки выше lg. Такая внезапная и неожиданная по теря управления, особенно на крутом вираже или при резком взятии на себя тяги руля высоты в непо средственной близости от земли, привела к множе ству катастроф.
Поскольку при удвоении скорости сваливания коэф фициент перегрузки увеличивается в 4 раза, переход в
режим сваливания на относительно высоких воздушных скоростях может привести к огромным нагрузкам на конструкцию ЛА.
В настоящее время для каждой новой модели ЛА в обязательном порядке определяется максимальная скорость, на которой он может безопасно войти в ре жим сваливания. Эта скорость называется расчётной скоростью маневрирования (обозначается VA). Для более старых ЛА общего назначения эта скорость при мерно в 1,7 раз больше нормальной скорости свалива ния. Таким образом, ЛА старого образца, нормально входящий в режим сваливания на 100 км/ч, не следует переводить в этот режим на скорости более 170 км/ч (100 км/ч х 1,7 = 170 км/ч). ЛА с нормальной скоро стью сваливания 100 км/ч, входящий в режим свали вания на скорости 170 км/ч, испытывает перегрузку, равную квадрату отношения этих скоростей, или 2,89g
(1,7 х 1,7 = 2,89g). (Приведённые выше цифры прибли
зительны и должны рассматриваться только в качестве ориентировочных. Расчётная скорость маневрирования определяется, исходя из эксплуатационных ограничений конкретного ЛА, полученных от производителя).
Поскольку плечо и конструкция рычагов в системе управления полётом в различных ЛА варьируется (в не которых типах используются «уравновешенные» управ ляющие поверхности, в то время как в других - нет), давление, приложенное пилотом к органам управления, не может выступать в качестве показателя коэффици ента перегрузки в различных ЛА. В большинстве случаев о величине коэффициента перегрузки опытный пилот
i----- | 1t-- | -+- | --+- | -+- | -t-- | -+--- | +- | -+-- | t---+ | ---+ | -- | +--t- | --+ | ---+ | --+- | -t-- | l/ / | 40 --+- | --+- | -1-- .,50 | -+- | ----1 |
5

0 .,,.о--'--2 з--4'--_,, 5
.6..._...., .,L.в--'--"-----'---'--во.....-. о...-. о--'2'--о- --'---'---'----'---'---' '
Нагрузка(g)
7 20 40 60 1 1 140 160 180 200 220 240 260
Ускоренная V,
Рис. 4-46. Зависимость скорости сваливания (VJ от коэффициентаперегрузки.
может судить по тому, насколько сильно его вдавливает в кресло. Коэффициент перегрузки может измеряться с помощью бортового прибора, называемого «акселеро метр», но на учебных ЛА в авиации общего назначения он встречается редко. Развитие способности судить о коэффициенте перегрузки по собственным ощущениям крайне важно для пилота. Знание вышеизложенных принципов чрезвычайно важно с точки зрения умения оценивать коэффициент перегрузки.
Глубокое понимание зависимости коэффициента перегрузки от различных значений угла крена и Vл по могает избежать двух наиболее серьёзных видов аварий:
сваливание при крутом вираже или избыточном маневрировании в непосредственной близости от земли;
структурные повреждения при выполнении фигур пилотажа или других резких манёврах, вызванные потерей управления.
Коэффициент перегрузки и полётные манёвры
этого состояния осуществляется путём перемещения тяги руля высоты вперёд, может возникнуть отрица тельный коэффициент перегрузки (при котором на крылья действует направленная вниз нагрузка, а пилот чувствует, как поднимается в кресле).
Во время резкого перехода к кабрированию на вы ходе из сваливания коэффициент перегрузки иногда существенно возрастает. Ситуация может ещё усугу биться, если резкий переход к кабрированию осущест вляется из режима глубокого пикирования (с высокой воздушной скоростью). Резкий подъём носа на высоких скоростях пикирования может привести к возникнове нию критической нагрузки на конструкцию ЛА и вы звать повторное сваливание с увеличением УА.
Обобщая, можно сказать, что при восстановлении положения ЛА после сваливания, вызванного пикиро ванием на крейсерской скорости или расчетной скоро сти маневрирования, с постепенным кабрированием на скорости, в достаточной степени превышающей ско рость сваливания, коэффициент перегрузки никогда не должен превышать 2-2,5g. Большая перегрузка мо-
Критические значения коэффициента перегрузок жет возникнуть, только если восстановление выпол-
существуют для всех полётных манёвров, за исключением установившегося прямолинейного полёта, при котором коэффициент перегрузки всегда равен lg. Некоторые из маневров, рассмотренные в этом разделе, могут вызывать относительно высокую перегрузку.
Повороты
Увеличение коэффициента перегрузки - характери стика всех поворотов с креном. Как отмечалось ранее (раздел «Перегрузка при глубоком вираже»), коэффи циент перегрузки начинает оказывать существенное влияние на параметры полёта и увеличивать нагрузку на конструкцию ЛА, когда угол крена превышает 45°.
КМЭП обычного лёгкого самолёта достигается при угле крена приблизительно 70-75°. Скорость свалива ния возрастает примерно в 1,5 раза при угле крена при близительно 63°.
Сваливание
Переход к нормальному сваливанию из установивше гося прямолинейного полёта или установившегося прямолинейного набора высоты не вызывает роста коэффициента перегрузки выше lg (характерного для установившегося прямолинейного полёта). Во время сваливания, однако, коэффициент перегрузки может снизиться до нуля, что означает полную потерю веса летательным аппаратом. Пилот испытывает ощущение
«свободного парения в пространстве». Если выход из
няется, когда нос ЛА направлен вертикально вниз, а также на очень малых высотах (чтобы избежать стол кновения с землёй).
Штопор
Устойчивый штопор не отличается от сваливания ни чем, кроме вращения. Поэтому к выходу из штопора применимы те же соображения, что и к выходу из сва ливания. Поскольку при выходе из штопора нос ЛА обычно существенно ниже, чем это происходит при выходе из сваливания, необходимы более высокая воз душная скорость и, как следствие, более высокий фак тор перегрузки. Коэффициент перегрузки при правиль ном выходе из штопора обычно равен примерно 2,5g.
Коэффициент перегрузки во время штопора варьи руется в зависимости от параметров ЛА, но в большин стве случаев он немного превышает lg. Для этого есть две причины:
Воздушная скорость во время штопора очень низка: обычно она не более чем в 4 раза превышает установившуюся скорость сваливания.
Во время штопора ЛА поворачивается, а не вращается.
Скоростное сваливание
Обычный лёгкий самолёт не рассчитан на выдержи вание повторяющихся перегрузок, типичных для скоростного сваливания. Коэффициент перегрузки, необходимый для этих манёвров, создаёт нагрузку
на конструкции крыльев и хвостового оперения, что да леко не безопасно для большинства лёгких самолётов.
Единственным способом входа в сваливание на воз душных скоростях, превышающих нормальные, явля ется создание дополнительного коэффициента пере грузки, чего можно достичь резким взятием на себя тяги руля высоты. Скорость, в 1,7 раз превышающая скорость сваливания (примерно 190 км/ч для легкого самолёта со скоростью сваливания 110 км/ч), обеспе
чивает коэффициент перегрузки Зg. При выполнении
фигур высшего пилотажа на лёгких самолётах ошибки практически не допустимы. Для иллюстрации того, как быстро коэффициент перегрузки растёт с увеличе нием скорости: скоростное сваливание того же лёгкого самолёта на скорости 210 км/ч создаёт коэффициент перегрузки 4g.
Боевые развороты и горизонтальные восьмёрки
«Боевой разворот» - это разворот на предельном ре жиме с одновременным набором высоты. Он выпол няется из установившегося прямолинейного полёта и представляет собой поворот точно на 180° с выходом в положение без крена с поднятой носовой частью на минимальной управляемой скорости. Во время этого полётного манёвра ЛА входит в крутой разворот с на бором высоты и почти сваливается на крыло, чтобы увеличить высоту с одновременным изменением на правления движения.
Манёвр «горизонтальная восьмёрка» носит такое на звание, потому что во время этого манёвра продольная ось ЛА описывает фигуру, напоминающую цифру «8», лежащую на боку.
Точно определить коэффициенты перегрузки, воз никающие при выполнении вышеуказанных фигур, достаточно сложно, поскольку обе фигуры включают в себя участки гладкого и пологого пикирования и ка брирования. Возникающие коэффициенты перегрузки напрямую зависят от скорости пикирования и угла на бора высоты.
В целом, чем правильнее выполнены эти фигуры, тем меньше возникающие при этом перегрузки. Боевой разворот и горизонтальная восьмёрка, во время выпол нения которых коэффициент перегрузки больше 2g, не могут обеспечить сколько-нибудь существенный набор высоты, а если они выполняются на маломощном ЛА,
может даже произойти потеря высоты.
Чем более гладким является кабрирование (при умеренном коэффициенте перегрузки), тем большую высоту может в результате набрать ЛА, и тем более качественным будет выполнение боевого разворота и горизонтальной восьмёрки. Рекомендованная ско рость на входе в манёвры обычно близка к расчётной
скорости маневрирования. При этом коэффициент перегрузки приближается к максимальному, но не превышает его.
Область турбулентности
Все сертифицированные ЛА сконструированы таким образом, что могут выдерживать нагрузку, вызванную порывами ветра значительной интенсивности. С уве личением воздушной скорости перегрузки от поры вов ветра возрастают, и расчётная прочность обычно учитывает максимально допустимую скорость гори зонтального полёта. В областях высокой турбулент ности, например, во время грозы или при встрече с атмосферным фронтом, разумно снизить скорость до величины расчётной скорости маневрирования. С какой бы скоростью не двигался ЛА, порывы ветра могут вызвать перегрузки, превышающие предельно допустимые.
Каждый ЛА конструируется с учётом предельной на грузки, которую он может выдержать без структурных повреждений. Есть два типа нагрузки, учитываемые при проектировании ЛА: предельная нагрузка и кри тическая нагрузка. Предельная нагрузка - это сила, действие которой на ЛА вызывает необратимую де формацию его конструкции. Критическая нагрузка - нагрузка, превышающая предельную, при которой в компонентах конструкции ЛА происходят структур ные разрушения (разрывы). При коэффициентах пере грузки, меньших, чем предельная нагрузка, целост ность конструкции ЛА не нарушается.
Воздушная скорость, близкая к расчётной скорости маневрирования, но не превышающая её, позволяет ЛА сваливаться на крыло, не испытывая перегрузок, кото рые превосходили бы предельную нагрузку ЛА.
Большинство производителей предоставляют ин формацию о поведении ЛА в условиях турбулентной атмосферы, что обеспечивает возможность безопас ного полёта в широком диапазоне скоростей и высот. Важно помнить, что максимальная скорость пикиро вания, указанная в кабине пилотов, относится только к спокойному воздуху. Скоростное пикирование или выполнение фигур высшего пилотажа на скоро стях, превышающих скорость маневрирования, не должны выполнять в условиях возмущённой или турбулентной атмосферы.
Эпюра скорости-нагрузки
Полётная эксплуатационная прочность ЛА представ лена на диаграмме, на вертикальной оси которой ото бражается коэффициент перегрузки (рис. 4-47). Эта диаграмма называется эпюрой скорости-нагрузки или

Сrруктурные повреждения
4
.g
j,
:-- -1-
еративныи диапазон
s, Диапазон осторожности
R
;;а!
i5
1$
·
Структурные повреждения
6
5
4
3
о,
е>-
"о.'
"i::': 2
:>,:-:
;;$
"s:'
-sе:-
-ае, -
о
-1
-2
-3
40 80 120 160 200 240 280 320 260 400 440 480
Приборная скорость (км/ч)
Рис. 4-47. Типовая эпюра V .
9
эпюрой Vg - скорость (V) в зависимости от нагрузки или коэффициента перегрузки. Для каждого ЛА стро ится собственная эпюра Vg, действующая при опреде лённом весе и высоте полёта.
Важнейшими компонентами эпюры Vg являются кривые максимальной подъёмной силы. ЛА на рис. 4-47 подвергается перегрузке не более чем +lg при скоро сти 100 км/ч (горизонтальной скорости сваливания). Поскольку предельно допустимая нагрузка меняется пропорционально квадрату воздушной скорости, максимальная положительная несущая способность этого ЛА равна 2g на скорости 150 км/ч, Зg на ско рости 180 км/ч, 4,4g на скорости 220 км/ч и т.д. Для данного ЛА значения коэффициента перегрузки, нахо
дящиеся выше этой линии, аэродинамически недости жимы (полёт будет невозможен, поскольку произойдёт сваливание). Такая же ситуация имеет место в слу чае полёта с отрицательной подъёмной силой (с тем различием, что скорость, необходимая для создания отрицательной нагрузки, выше, чем для положи тельной той же величины).
Если ЛА совершает полёт с положительным коэффи циентом перегрузки, превышающим положительный коэффициент максимальной эксплуатационной пере грузки (4,4g), возможно возникновение структурных
повреждений. При эксплуатации ЛА в этой области эпюры могут возникнуть опасные необратимые дефор мации основной конструкции ЛА, а также серьёзные усталостные разрушения. При нормальной эксплуата ции ЛА следует избегать превышения коэффициента максимальной эксплуатационной перегрузки.
На эпюре Vg есть две другие важные точки. Первая - это пересечение кривых положительного коэффициента максимальной эксплуатационной пере грузки и максимальной положительной несущей спо собности. Воздушная скорость в этой точке является минимальной скоростью, при которой нагрузка может достичь предельной величины. При превышении этого значения скорости возникает перегрузка, способная по вредить ЛА. Соответственно, при любой скорости, мень шей этого значения, такой перегрузки не возникает. Это значение скорости обычно обозначают термином
«скорость маневрирования», поскольку, согласно поло жениям динамической теории дозвуковых скоростей, она обеспечивает минимальный полезный радиус пово рота или манёвра. Скорость маневрирования является важной референсной точкой, поскольку при эксплуата ции ЛА на скоростях ниже этого значения разрушающая положительная нагрузка возникнуть не может. Если ЛА движется со скоростью ниже скорости маневрирования,
никакое сочетание маневра и порыва ветра не может создать разрушающую нагрузку.
Другая важная точка эпюры Vg - пересечение кривых отрицательного коэффициента максимальной эксплуа тационной перегрузки и максимальной отрицательной несущей способности. Любое превышение этой скоро сти вызывает отрицательную нагрузку, достаточную для того, чтобы повредить ЛА; при полёте на скоростях, меньших этой, негативных нагрузок, способных повре дить ЛА, не возникает.
Предельная воздушная скорость (или «скорость крас ной черты») относится к конструктивным референсным значениям. Для данного ЛА она составляет 360 км/ч. При полёте на скоростях, превышающих предельную воздушную скорость, различные полётные факторы мо гут вызвать структурные повреждения ЛА.
Итак, во время полёта ЛА ограничен значениями воздушной скорости и коэффициента перегрузки, которые не превышают предельной скорости (скорости красной черты) и коэффициента максимальной эксплуатационной перегрузки соответственно, а также не должен выходить за пределы максимальной несущей способности. Чтобы избежать структурных повреждений и сохранить ожидаемую эксплуатационную подъёмную силу, необходимо эксплуатировать ЛА строго в рамках этого «конверта". Пилот должен воспринимать эпюру Vg как источник информации об обеспечивающих безопасный полёт сочетаниях воздушной скорости и коэффициента перегрузки. Любой манёвр, порыв ветра или сочетание этих факторов, выводящие ЛА за пределы
«структурного конверта", могут вызвать повреждения конструкции и в целом снизить эксплуатационный ресурсЛА.
Угловая скорость
Угловая скорость - это угол, на который поворачи вается ЛА в единицу времени. Угловая скорость изме ряется в градусах в секунду. Угловая скорость равна произведению константы 2020 на тангенс угла крена, делённому на воздушную скорость в км/ч (рис.4-48). Если воздушная скорость растёт, а угловая должна остаться постоянной, необходимо увеличить угол крена. В противном случае угловая скорость снизится. Аналогично, если воздушная скорость сохраняется по стоянной, при росте угла крена растет и угловая ско рость ЛА. Формулы, приведённые на рис. 4-48 - 4-50, отражают соотношение между величинами угла крена и воздушной скорости и их влияние на угло вую скорость.
ПРИМЕЧАНИЕ. Под воздушной скоростью в на стоящем разделе понимается истинная воздушная скорость.
Пример
н.Угловая скорость = 2020 х тангенс угла крена воздушная скорость (в чкм) ЛА, выполняющий координированный разворот с креном 30°и скоростью 220 км/ч, будет иметь следующую угловую скорость: Угловая скорость= 2020 х тангенс 30° км 220- ч Угловая скорость= 2020 х 0,5773 (тангенс 30°) км 220- ч Угловая скорость= 5,3 градуса в секунду |
Рис. 4-48. Угловая скорость при заданной воздушной скорости (км/ч) и угле крена.
Пример
Предположим, мы увеличим скорость до 240 км/ч. Каким станет угловая скорость разворота? Используя ту же формулу, что выше, получаем: Угловая скорость= 2020 х тангенс 30° км 440- ч Угловая скорость = 2,65 градуса в секунду |
Рис. 4-49. Угловая скорость при увеличении воздушной скорости.
Пример
Предположим, мы хотим знать, какой угол крена обеспечит нам угловую скорость 5,3°в секунду при скорости 440 км/ч. Немного изменив формулу, получаем, что при угле крена 49°мы сможем достичь той же угловой скорости при более низкой воздушной скорости 220 км/ч. Угловая скорость (5,3) = 2020 х тангенс 30° км 440- ч 440 х 5,3 = 2020 х тангенс Х (440 х 5,3) / 2020 = тангенс Х 1,1545 = тангенсХ 49°=Х |
Рис. 4-50. Для сохранения неизменной угловой скорости при воздушной скорости 220 км/ч необходимо увеличить угол крена.
Воздушная скорость самым существенным образом влияет на угловую. При увеличении воздушной скорости и сохранении постоянного угла крена угловая скорость уменьшается. Поэтому если воздушная скорость увели чивается, как показано на рис. 4-49, можно сделать вы вод, что для достижения того же значения угловой скоро сти, что на рис. 4-50, угол крена должен быть увеличен.
Что это означает с практической точки зрения? Если выбранные значения воздушной скорости и угла крена определяют конкретное значение угловой скорости, можно прийти к следующим выводам. Зная, что угло вая скорость - это определённый угол, описываемый ЛА в секунду, количество секунд, необходимое для того, чтобы описать круг (360°), можно вычислить с помощью простейшей пропорции. Например, если ЛА движется со скоростью 220 км/ч и креном 30°, его угловая скорость составляет 5,3° в секунду, и он опишет полный круг за
67,9 секунд (360°-;-5,3 = 67,9 секунд). Аналогично, если
ЛА движется со скоростью 440 км/ч, а угол крена равен 30°, его угловая скорость составит 2,65° в секунду, и для описания полного круга ему понадобится примерно 136 секунд. Таким образом, формула показывает, что лю бое увеличение воздушной скорости прямо пропорцио нально времени, за которое ЛА проходит дугу.
Почему так важно понимать эти зависимости? Когда вычислена угловая скорость поворота, пилот может определить расстояние, необходимое, чтобы выполнить этот поворот, или радиус поворота.
Радиус поворота
Радиус поворота напрямую связан сугловой скоростью, которая, как было показано ранее, есть функция угла крена и воздушной скорости. Если угол крена остаётся неизменным, а воздушная скорость увеличивается, радиус поворота также увеличивается. Увеличенная воздушная скорость заставляет ЛА двигаться по более широкой дуге. ЛА, движущийся со скоростью 220 км/ч, способен описать 360° по окружности меньшего ради уса, чем движущийся со скоростью 440 км/ч. Для того, чтобы компенсировать увеличение воздушной скоро сти, необходимо увеличить угол крена.
Радиус поворота (R) можно рассчитать по простой формуле. Радиус поворота равен квадрату воздуш ной скорости, делённому на произведение константы 126,63 и тангенса угла крена.
vz
![]()
R
126,63 х тангенс угла крена
Используя данные примеров, приведённых на рис. 4-48 - 4-50, можно рассчитать радиус поворота для каждой из двух значений воздушной скорости.
Обратите внимание, что если скорость удваивается, радиус увеличивается в четыре раза (рис. 4-51 и 4-52).
220 км/ч
Радиус поворота, необходимый ЛА, который движется со скоростью 220 км/ч и углом крена 30°, равен 675,65 м. v2 R = ----------- 126,63 х тангенс угла крена 2202 R=126-,6-3 -х т-ан-ге-нс-3-0° R= 48 4002 126,63 х 0,5773 |
![]()
Рис. 4-51. Радиус поворота при скорости 220 км/ч и угле крена 30'.
440 км/ч
v2 R=126-,63-х-та-нг-ен-с у-гла-к-ре-на R=---44-02 --- 126,63 х тан-генс 30° R = 193 600 126,63 х 0,5773 R = 2702,6 м (в 4 раза больше, чем предыдущий) Радиус поворота, необходимый ЛА, который движется со скоростью 440 км/ч и тем же углом крена, что на рис. 4-51, равен 2702,6 м. Скорость является главным фактором, влияющим на параметры поворота. |
Рис. 4-52. Радиус при скорости 440 км/ч.
Другой способ определить радиус поворота - это использование скорости (измеряемой в м/с), тт (3,1415) и угловой скорости. Используя пример, приведённый в верхней правой колонке на стр. 90, было вычислено, что летательному аппарату с угловой скоростью 5,25 градуса в секунду необходимо 68,6 секунд, чтобы описать полный круг. Скорость, измеренную в км/ч, можно перевести в м/с, разделив её на константу 3,6. Таким образом, скорость в 220 км/ч эквивалентна 61,11 м/с. Зная скорость в м/с (61,11) и умножив её на время, необходимое ЛА, чтобы описать полный круг (68,6 секунд), можно определить периметр круга:
61,11 х 68,6 = 4192,146 м. Разделив полученную величину на п, получаем диаметр крута 1351,28 м. Разделив его на 2, получаем радиус 675,64 м (рис. 4-53), ту же величину, что мы вычислили ранее, используя формулу, приведённую на рис. 4-51.
r =( скорость в( ём)х 360/угловая скорость)/
2 1С r =(61,11 х 68,6) 12 1С r =( 4192,146) 12 1С r = 1351'28 = 675 64 м 2 , |
![]()
Рис. 4-53. Другая формула для вычисления радиуса.
На рис. 4-54 пилот попадает в каньон и принимает решение развернуться на 180° и покинуть его. При повороте пилот использует утол крена 30°.
Вес и центровка
Сваливание на крыло происходит вследствие резкого уменьшения подъёмной силы, вызванного срывом воз душного потока с поверхности крыла при превыше нии критического УА. Сваливание может произойти в любом положении по тангажу и при любой скорости. Сваливание относится к числу хуже всего понимаемых аэродинамических процессов, поскольку пилоты часто полагают, что причиной сваливания является прекра щение создания крылом подъёмной силы. В ходе свали вания крыло не прекращает создавать подъёмную силу полностью. Скорее, оно не может создать подъёмную силу достаточной величины, чтобы сохранить режим горизонтального полёта.
Информация о весе и центровке ЛА очень важна для пилота и должна постоянно обновляться. Хотя в ходе сертификации ЛА взвешивают, эту величину нельзя считать действующей в течение неограниченного времени. Установка нового бортового оборудования и друтие модификации могут повлиять на вес и центровку ЛА. Слишком часто пилоты определяют вес и центровку приближённо, «на глазок», например: «Если у меня три пассажира, я могу загрузить только 400 литров топлива; четыре пассажира - 300 литров» и т.д.
Каждый предполётный инструктаж должен включать в себя расчёт веса и центровки ЛА. Будет ошибкой полагать, что три пассажира всегда имеют одинаковый вес. Необходимо провести полный подсчёт веса всех предметов, загружаемых на борт ЛА, включая багаж, а также учесть вес пилотов и пассажиров. Рекомендуется взвесить весь багаж, чтобы можно бьто провести точный расчёт положения центра тяжести ЛА.
Важность правильного определения положения ЦТ подчёркивалась ранее, при изложении вопросов устойчивости и управляемости ЛА. Неправильное распределение нагрузки может привести к аварии. Опытный пилот хорошо понимает и тщательно контролирует все аспекты расположения центра тяжестиЛА.
Вес и центровка являются важнейшими факторами в обеспечении максимальной эффективности при эксплуатации ЛА. Пилот должен знать максимальный вес топлива, которое можно загрузить в ЛА без нарушения центровки, а также пределы веса для рейсов большой и малой дальности с полным комплектом пассажиров и без него. Возьмём, для примера, четырёхместный ЛА с объёмом топливного бака 230 литров. Сколько пассажиров может взять на борт такой ЛА? Можно ли всегда брать на борт полный комплект пассажиров, вне зависимости от меняющегося запаса топлива? Если каждый из четырёх пассажиров весит по 70 кг, это создаёт совершенно иную картину распределения веса и центровки, чем если каждый весит по 90 кг. Во втором случае полезная нагрузка увеличится на 80 кг, что эквивалентно примерно 105 литрам топлива.
Из-за дополнительного веса центр тяжести ЛА может переместиться за границы области центровки, и даже если этого не произойдёт, максимальный взлётный вес может оказаться превышенным. Избыточный вес может перегрузить ЛА и ухудшить его лётно технические характеристики.
ЛА сертифицируются по весу и центровке в силу двух причин:
влияние веса на силовую конструкцию ЛА и его лётно-технические характеристики;
влияние распределения веса на лётные харак теристики, особенно на выход из режимов сваливания и штопора, а также на устойчивость.
Такие ЛА, как неуправляемые аэростаты и аппараты, управляемые переносом веса, не нуждаются в расчётах нагрузки и центровки, поскольку их нагрузка подвешена под механизмом, создающим подъёмную силу. Диапазон центровок у подобных ЛА таков, что предел нагрузки превысить сложно. Например, у ЛА, управляемых переносом веса, заднее сиденье и топливный бак расположены максимально близко к точке подвеса. Поэтому, изменения нагрузки почти не оказывают

Рис. 4-54. Два самолёта по ошибке залетели в каньон. Ширина каньона 1,5 км, по обеим его сторонам - крутые утёсы. Пилот на верхнем рисунке движется со скоростью 220 км/ч. Осознав ошибку, он резко входит в крен и меняет курс на обратный с углом крена 30°. Для полного разворота самолёту нужно чуть больше 1,3 км, и он безопасно покидает каньон. Пилот на нижнем рисунке движется со скоростью 260 км/ч и также использует угол крена 30% в попытке поменять курс на обратный. Хотя этот самолёт движется всего на 40 км/ч быстрее первого, для полного разворота ему требуется более 1,8 км. К несчастью, ширина каньона всего 1,5 км, и второй самолёт неизбежно врежется в стену.
Суть в том, что при определении дистанции, необходимой для поворота, воздушная скорость является самым важным фактором. Многие пилоты совершают ошибку, увеличивая угол крена, в то время как правильнее было бы просто снизить скорость.
Влияние веса на лётно-технические характеристики
В каждом конкретном случае параметры взлёта/на бора высоты и посадки устанавливаются в зависимо сти от максимально допустимого взлётного и посадоч ного весов ЛА. При увеличении полного полётного веса летательному аппарату требуется больший разбег при взлёте и более пологий набор высоты, а также более вы сокая посадочная скорость и больший послепосадоч ный пробег. Даже небольшая перегрузка может поме шать ЛА при взлёте преодолеть препятствие, которое в обычных условиях не вызвало бы проблем.
Неблагоприятное воздействие перегрузки на лётно технические характеристики ЛА не ограничивается не посредственными опасностями при взлёте и посадке. Перегрузка отрицательно влияет на характеристики набора высоты и крейсерского полёта, что приводит к перегреву при кабрировании, увеличивает износ дви гателя и потребление топлива, снижает крейсерскую скорость и дальность полёта.
В настоящее время производители предоставляют информацию о весе и центровке каждого выпущенного ЛА. Для достижения надлежащих лётно-технических параметров и несущей способности ЛА необходимо неукоснительно соблюдать операционные ограниче ния, предусмотренные производителем. Отклонения от этих рекомендаций может привести к структурным повреждениям или полному разрушению конструк ции ЛА. Даже если полезная нагрузка ЛА находится в пределах максимальных весовых ограничений, необ ходимо тщательно следить, чтобы распределение веса соответствовало диапазону центровок. Обоснованием подобных предосторожностей служит, в том числе, и предшествующий краткий обзор основ аэродинамики и факторов нагрузки. Ниже приводится общая инфор мация относительно некоторых причин, почему пара метры веса и центровки настолько важны для обеспе чения безопасности полёта.
Некоторые ЛА проектируются таким образом, что при полном заполнении всех посадочных мест, багаж ных отсеков и топливных баков невозможно удержать вес в пределах установленных ограничений. Примером могут служить некоторые широко распространённые
четырёхместные самолёты, топливные баки которых не могут быть заполнены до предела, если на борту на ходятся четыре человека и их багаж. В некоторых двух местных самолётах багаж нельзя помещать в отсек по зади сидений, если предполагается ввести ЛА в режим штопора. Пилот должен быть осведомлён об ограниче ниях по весу и центровке для пилотируемого им ЛА и о причинах этих ограничений.
Влияние веса на конструкциюЛА
Воздействие дополнительной нагрузки на конструк цию ЛА обычно нельзя увидеть сразу. Согласно требова ниям полётопригодности, конструкция ЛА, принадле жащего к категории обычных (на которых выполнение фигур высшего пилотажа запрещено), должна быть рас считана на коэффициент перегрузки 3,8g. Это позво ляет такому ЛА выдерживать динамическую нагрузку, возникающую при маневрировании или порывах ве тра. Сказанное означает, что силовая конструкция ЛА может без каких-либо структурных повреждений вы держать нагрузку, в 3,8 раза превышающую его полный полётный вес. Если принять это как показатель пере грузки, которой может подвергаться ЛА в штатном ре жиме эксплуатации, избыточная нагрузка в 100 кг по тенциально может привести к перегрузке конструкции ЛА в 380 кг. Эти соображения становятся ещё более значимыми в случае ЛА категорий общего назначе ния и спортивно-пилотажных, для которых требова ния к коэффициенту перегрузки составляют 4,4g и 6,0g соответственно.
Структурные повреждения, к которым приводят перегрузки, могут быть существенными или даже ка тастрофическими, но чаще они оказывают на компо ненты конструкции постепенное, «накапливающееся» воздействие, которое бывает трудно выявить и крайне дорого устранить. Постоянная избыточная нагрузка обычно вызывает прогрессирующие напряжения и по вреждения, которые не всегда выявляются при пред полётном осмотре и впоследствии могут привести к отказу конструкции ЛА даже во время его штатной экс плуатации. Дополнительные напряжения, возникаю щие в элементах конструкции ЛА, могут ускорить появ ление повреждений, вызванных усталостью металла.
Говоря о последствиях, вызываемых увеличением полного полётного веса ЛА, необходимо учитывать величину перегрузок, связанных с выполнением по лётных манёвров и порывами ветра. Конструкция ЛА, подвергающаяся на выходе из пикирования перегрузке в 3g,должна быть в состоянии выдержать дополнитель ную нагрузку в 300 кг на каждые 100 кг добавочного веса. Такую нагрузку, например, может создать допол нительный необоснованный запас топлива объёмом
примерно 120 л. При сертификации гражданских ЛА их конструкция анализируется и проверяется на по лёт с максимальным разрешённым взлётным весом в скоростных режимах, допустимых для этого типа ЛА. Полёты с взлётным весом, превышающим разрешён ный, практически выполнимы, и часто даже не выхо дят за пределы возможностей конкретного ЛА. Тем не менее, это не должно вводить пилота в заблуждение. Он обязан понимать, что нагрузка, на которую ЛА не рассчитан, оказывает разрушающее воздействие на всю конструкцию ЛА или некоторые её компоненты.
При загрузке на борт пассажиров или груза необ ходимо учитывать конструкцию ЛА. Сиденья пасса жиров, багажные отделения и пол кабины экипажа рассчитаны на то, чтобы выдерживать определённую нагрузку (или концентрацию нагрузки) и не более того. Например, грузоподъёмность багажного отсека лёгкого самолёта может быть ограничена 10 кг из-за ограниченной прочности поддерживающей отсек конструкции, даже несмотря на то, что при увеличе нии нагрузки в этой точке ЛА не будет перегружен и его ЦТ не сместится.
Влияние веса на устойчивость и управляемость
Перегрузка также влияет на устойчивость ЛА. Будучи вполне устойчивым и управляемым при нормальной нагрузке, при перегрузке ЛА может вести себя совер шенно иначе. Хотя управляемость в первую очередь за висит от распределения веса, увеличение полного по лётного веса ЛА также оказывает на неё отрицательное воздействие, вне зависимости от расположения ЦТ. При превышении полного полётного веса управляемость многих сертифицированных ЛА может снизиться до неудовлетворительного уровня.
Влияние распределения нагрузки
Влияние местоположения ЦТ на нагрузку, оказывае мую на крыло ЛА во время полёта, чрезвычайно суще ственно во время набора высоты и крейсерского по лёта. ЛА, нагруженный в передней части, «тяжелее» и, следовательно, медленнее, чем такой же ЛА, ЦТ кото рого сдвинут дальше по направлению к хвосту.
На рис. 4-55 показано, почему это так. При передней загрузке для выполнения горизонтального крейсер ского полёта, в большинстве случаев, необходима ба лансировка пикирующего момента. Это означает, что поверхности хвостового оперения устанавливаются в положение, при котором они создают дополнитель ную, направленную вниз нагрузку на хвостовую часть фюзеляжа, что увеличивает нагрузку на крыло и тре бует дополнительной подъёмной силы для сохранения
![]()

![]()
Нагрузка, обеспечиваемая хвостовым оперением
Полётный вес
Рис. 4-55. Влияние распределения нагрузки на равновесие.
высоты. УА крыла увеличивается, повышая лобовое сопротивление, что, в свою очередь, увеличивает ско рость сваливания.
При задней загрузке, когда пикирующий момент сбалансирован, поверхности хвостового оперения создают меньшее давление вниз. Это освобождает крьио от определённой части нагрузки и несколько уменьшает величину подъёмной силы, необходимой для поддержания высоты. В результате УА крьиа уменьшается, что уменьшает и лобовое сопротивление, позволяя увеличить крейсерскую скорость. Теоретически, нейтральная нагрузка на хвостовое оперение в крейсерском режиме способна обеспечить наилучшие лётно-технические характеристики и крейсерскую скорость ЛА, но при этом также снижается устойчивость. Современные ЛА проектируются таким образом, что для обеспечения их устойчивости и управляемости требуется действующая на хвостовое оперение нагрузка, направленная сверху вниз.
Нулевые показания индикатора триммера не обязательно означают «нейтральную балансировку», поскольку снос потока с крьиьев и фюзеляжа оказывает воздействие на хвостовое оперение.
Распределение полезной нагрузки в значительной степени влияет на полётные характеристики ЛА, даже когда ЦТ находится в допустимом диапазоне центровки и максимальный взлётный вес не превышен. Среди этих характеристик - управляемость, устойчивость и действующая нагрузка на крьио.
В целом, ЛА теряет управляемость, особенно при полёте на низкой скорости, по мере того, как ЦТ перемещается по направлению к хвосту. ЛА, который способен к чистому выходу из затяжного штопора, может полностью потерять эту способность, если его ЦТ переместится всего на несколько сантиметров к хвосту.
Обычно авиаконструкторы устанавливают предел задней центровки на расстоянии одного дюйма (2,54 см) от граничного положения ЦТ, при котором ещё возмо жен нормальный выход из одновиткового штопора. При сертификации ЛА по категории, допускающей выполнение преднамеренного штопора, предел цен тровок обычно расположен на несколько сантиметров дальше, чем для обычной категории.
Существует ещё один влияющий на управляемость фактор, который приобрёл дополнительную важность при проектировании современных крупноразмерных ЛА. Это влияние длинного плеча момента на располо жение тяжёлого бортового оборудования и груза. Один и тот же ЛА может быть загружен до максимального взлётного веса с сохранением ЦТ в пределах центровки двумя различными способами: если сосредоточить то пливо, пассажиров и груз в непосредственной близости от конструктивного ЦТ, и если распределить топливо по крыльевым бакам., а груз - по отсекам впереди и по зади кабины пилотов.
В обоих случаях общий вес и расположение ЦТ бу дут одними и теми же. При этом в случае распреде лённой нагрузки для маневрирования или сохране ния горизонтального полёта потребуются большие управляющие усилия, чем в первом случае. Более длинные плечи моментов (от точки приложения сил до местоположения груза и топлива) должны прео долеваться действиями плоскостей управления. ЛА с полностью заполненными крыльевыми топливными баками ведёт себя пассивно в режиме крена, в то время как ЛА с полностью заполненными носовыми и хвостовыми грузовыми отсеками хуже реагирует на движения руля высоты.
Задняя граница предела центровок, большей ча стью, определяется соображениями устойчивости. В основных требованиях лётной годности для той или иной категории ЛА указывается, что в полёте с опре делённой воздушной скоростью ЛА должен гасить вер тикальное перемещение носа за определённое число колебаний. Если груз будет сдвинут слишком далеко к хвосту, ЛА может оказаться не в состоянии сделать это. Напротив, если его нос внезапно резко поднимется, ЛА может начать попеременно пикировать и кабрировать, причём амплитуда этих движений будет возрастать с каждым колебанием. Такая неустойчивость не только создаст неприятные ощущения у пассажиров и членов экипажа - в определённых условиях она может пред ставлять опасность, делая ЛА неуправляемым.
Чем дальше к хвосту перемещается ЦТ, тем труднее становится вывод ЛА из сваливания. Это особенно важно при выходе из штопора, поскольку при переме щении ЦТ назад до определённой точки штопор стано вится «плоским». При плоском штопоре центробежная
сила, приложенная к ЦТ, который сдвинут в хвостовую часть ЛА, толкает хвост в сторону от оси вращения, не позволяя опустить нос и выйти из штопора.
ЛА, загруженный до задней границы допустимого диапазона центровок, при поворотах, сваливании и во время посадки ведёт себя иначе, чем загруженный до передней границы диапазона центровок.
Передняя граница предела центровок определяется на основе нескольких факторов. По соображениям безопасности требуется, чтобы устройство баланси ровки (триммер или регулируемый стабилизатор) мог поддерживать ЛА в режиме нормального планирова ния при выключенном двигателе. ЛА обычной схемы должен быть способен совершить посадку на крити ческом УА с выключенным двигателем. Смысл этого требования - в возможности посадки на минималь ной скорости в непредвиденных ситуациях. ЛА с хво стовым колесом, загруженные с перетяжелением на нос, трудны в управлении во время руления, особенно при сильном ветре. Они с лёгкостью капотируют при использовании тормоза, а во время посадки почти всегда «козлят», стремясь опустить нос при замедлении и выравнивании перед посадкой. Сложности с управле нием на земле могут возникнуть и у ЛА с носовым коле сом, особенно во время пробега и взлёта.
Итак, подведём итоги обсуждения того, как рас пределение веса влияет на летно-технические ха рактеристики ЛА.
Местоположение ЦТ влияет на подъёмную силу и УА крыла; на величину и направление силы, дей ствующей на хвостовое оперение; и на угол откло нения стабилизатора, необходимый для·обеспече ния равновесия ЛА. Последнее очень важно из-за тесной связи с величиной управляющей силы, при лагаемой к рулю высоты.
При смещении ЦТ к носу ЛА его скорость сва ливания растёт. Это связано с тем, что крити ческий угол сваливания может быть достигнут при более высокой скорости из-за увеличения нагрузки на крыло.
Управляющая сила, прилагаемая к рулю высоты, растёт по мере смещения ЦТ вперёд, поскольку для уравновешивания ЛА требуется всё большее от клонение стабилизатора.
Крейсерская скорость выше у того ЛА, ЦТ которого смещён дальше назад, из-за снижения лобового со противления. Лобовое сопротивление снижается, поскольку для поддержки ЛА в воздухе и преодоле ния тенденции к пикированию нужны меньшие УА и угол отклонения вниз стабилизатора.
По мере смещения ЦТ назад ЛА становится менее устойчивым. Это связано с тем, что сдвиг ЦТ на зад вызывает увеличение УА. Поэтому вклад крыла
в обеспечение устойчивости ЛА снижается, в то время как вклад хвостового оперения остаётся не изменным. При достижении точки, в которой доли крыла и хвостового оперения уравновешиваются, возникает нейтральная устойчивость. Любое даль нейшее перемещение ЦТ назад приводит к тому, что ЛА становится неустойчивым.
Смещение ЦТ вперёд увеличивает потребность в направленном вниз давлении на руль высоты. В результате руль высоты может утратить возмож ность препятствовать стремлению ЛА к пикиро ванию. Для управления ЛА в таком положении на скоростях, близких к скорости сваливания, к рулю высоты приходится прикладывать значительную управляющую силу.
Подробное обсуждение и дополнительная информа
крыла может вдвое превышать скорость самого ЛА. Таким образом, ЛА в одно и то же время могут обтекать как дозвуковые, так и сверхзвуковые потоки. Когда скорость потока возле каких-либо частей ЛА достигает звуковой (например, в зоне максимальной выпуклости крыла), дальнейшее ускорение приводит к возникно вению таких эффектов сжимаемости, как образование ударной волны, рост лобового сопротивления, вибра ция, потеря устойчивости и управляемости. На скоро стях, превышающих этот предел, принципы дозвуко вой аэродинамики перестают действовать (рис. 4-56).
![]()
Максимальная местная скорость меньше скорости звука
c:;4iiiiiiiiildMiii5iN
ция по теме веса и центровки содержатся в главе 9, «Вес
с::
и центровка».
Высокоскоростной полёт
Дозвуковой и сверхзвуковой потоки
В дозвуковой аэродинамике теория возникновения подъёмной силы основывается на силах, действующих на тело и движущийся газ (воздух), в который оно по гружено. На скорости примерно в 480 км/ч воздух можно считать несжимаемым, поскольку на заданной высоте его плотность остаётся практически постоян-
( М 0.72
Максимальная местная скорость равна скорости звука

Рис. 4-56. Воздушный поток над крылом.
ной, вне зависимости от изменения давления. Таким Диапазоны скоростей
образом, воздух ведёт себя как жидкость и может быть
отнесён к жидкостям. Дозвуковая аэродинамическая теория также предполагает, что влияние вязкости (стремления жидкости/газа воспрепятствовать дви жению одной своей части относительно другой) прене брежимо мало, и считает воздух идеальной жидкостью, подчиняющейся таким принципам аэродинамики иде альных жидкостей, как связность, принцип Бернулли и циркуляция.
В действительности же воздух сжимаем и обладает вязкостью. В то время как при низких скоростях этими его характеристиками можно пренебречь, с увеличе нием скорости сжимаемость воздуха начинает играть всё более значительную роль. Сжимаемость и, в мень шей степени, вязкость становятся важнейшими факто рами на скоростях, приближающихся к скорости звука. При таких скоростях сжимаемость приводит к измене нию плотности воздуха вокруг ЛА.
Во время полёта крыло создаёт подъёмную силу, уско ряя воздушный поток над своей верхней поверхностью. Этот ускоренный воздух может достичь (и достигает) скорости звука, даже если сам ЛА движется с дозвуко вой скоростью. У некоторых ЛА на некоторых крити ческих УА скорость воздуха над верхней поверхностью
Скорость звука меняется в зависимости от темпе ратуры. При стандартных температурных условиях (+15 °С) скорость звука на уровне моря равна 1224 км/ч. На высоте 12 км, где температура опускается до -55 °С, скорость звука падает до 1063 км/ч. При высокоско ростном и/или высотном полёте скорость выражается безразмерным показателем, называемым «числом Маха» - отношением истинной воздушной скорости ЛА к скорости звука при тех же атмосферных условиях. ЛА, двигающийся со скоростью звука, имеет скорость Ml,0. Существует следующая приближённая классифи кация скоростных режимов ЛА:
Дозвуковой диапазон - меньше МО,75.
Трансзвуковой диапазон - от МО,75 до Ml,2.
Сверхзвуковой диапазон - от Ml,2 до MS
Гиперзвуковой диапазон - выше MS.
В то время как для военной авиации полёты в транс звуковом и сверхзвуковом диапазонах являются обыч ным делом, гражданские реактивные самолёты, как правило, эксплуатируются на крейсерских скоростях в диапазоне от МО,7 до МО,9.
Воздушная скорость, при которой воздушный поток над любой частью поверхности ЛА впервые достигает
(но не превышает) Ml, называется «критическим чис лом Маха» и обозначается как Мкрит· Критическое число Маха представляет собой границу между дозвуковым и трансзвуковым полётом и зависит, главным образом, от конструкции аэродинамической поверхности конкрет ного ЛА. Критическое число Маха является важным по казателем при трансзвуковом полёте. Когда на поверх ности ЛА формируется ударные волны, срыв потока вызывает вибрацию корпуса ЛА, и могут возникнуть проблемы с управляемостью. Ударные волны, вибра ция и срыв потока происходят на скорости выше, чем критическое число Маха. ЛА, как правило, обладает наилучшими летно-техническими характеристиками, когда движется с крейсерской скоростью, равной сво ему критическому числу Маха или близкой к нему. При полёте на скоростях, на 5-10% превышающих критиче ское число Маха, начинают возникать эффекты ком прессии. Лобовое сопротивление резко возрастает. Это влечёт за собой вибрацию, изменения в балансировке и устойчивости ЛА, а также снижение эффективности управляющих поверхностей. Этот режим называется
«точкой роста лобового сопротивления» (рис. 4-57).

![]()
1
1 1 11 ii : :
1! 1 !1, i 1 1 : ! 1 11 1
[ 1 1 ' i : 1/, 11
вибрации. Любое из этих явлений может привести к тому, что пилот утратит возможность надлежащим об разом управлять ЛА.
Например, первые гражданские реактивные самолёты имели предел Vмо 306 KCAS на эшелоне примерно 9500 (в стандартный день). На этой высоте (эшелон 9450), величина Ммо' равная 0,82, примерно соответствует 306 KCAS. Выше этой высоты Ммо 0,82 всегда соответствует KCAS меньше, чем 306, и поэтому становится эксплуата ционным пределом - невозможно достичь предела Vмо, не достигнув сперва предела Ммо·Например, на эшелоне 11600 Ммо 0,82 примерно соответствует 261 KCAS.
Соотношение числа Маха и воздушной скорости
Важно понимать, как воздушная скорость зависит от числа Маха. В качестве примера рассмотрим, как скорость сваливания реактивного транспортного са молёта меняется с увеличением высоты. Увеличение высоты приводит к снижению плотности воздуха и наружной температуры. Предположим, что транспорт ный самолёт находится в конфигурации с убранной механизацией (шасси и закрылки подняты) и весит 250 т. Скорость сваливания самолёта составляет при мерно 152 KCAS на уровне моря. Это соответствует (в стандартный день) истинной скорости в 152 KTAS (ис
1,
-+-..
с,11111i .
8 i 11 i I i
11 1 11
i; 111
тинная скорость в узлах) и М 0,23. На эшелоне 11600 са
...
1
н--!-++-Н-+++-+->++-+++-Н-+++-+-+-Н-+++-Нh-++
е Н-'h-++ ._-++_
1 ! i 1 ) !'
--<
1
1
-м...--н
i
молёт войдёт в режим сваливания на скорости прибли
зительно 152 KCAS, но истинная скорость будет равна
111 1
!¾ ::r ',с;о.з,
1,--'-'-1-'-'-'-111 1!'--1, '-l'-l'tR 1 1 :1 1
!
!
.'-'-",1_!
1
:!
:1i ::::::i::1i :1С:)/У:i,: 1 !
примерно 287 KTAS при М 0,5.
Хотя скорость сваливания условно остаётся неиз
менной, число Маха и истинная скорость возрастают. С увеличением высоты плотность воздуха снижается;
1
1:111:1:1
0.5
М (Mach number)
1 1:,1
1.0
поэтому, для того, чтобы показания приёмника воз душного давления оставались неизменными при од них и тех же KCAS и КIAS (приборная скорость в узлах;
Рис. 4-57. Критическое число Маха.
В авиации используются показатели Vмо и Ммо' назы ваемые предельной эксплуатационной скоростью. Vмо представляет собой калиброванную скорость в узлах (KCAS), а Ммо- число Маха. Предел Vмо обычно исполь зуется при полёте на малых высотах и связан с конструк тивной нагрузкой. Предел Ммо используется при полёте на больших высотах и в большей степени связан с эффек том сжимаемости.
Соблюдение этих скоростных режимов позволяет пре дотвратить следующие явления: структурные проблемы, связанные с динамическим давлением или флаттером; ухудшение управляемости ЛА, связанное с эффектом сжимаемости (например, реверс элеронов или вибра ция корпуса); и отрыв потока, связанный с ударными волнами, приводящими к потере подъёмной силы или
примем для простоты, что KCAS и КIAS очень близки), истинная воздушная скорость должна увеличиться. Динамическое давление, действующее на крыло на эшелоне 11600 при 287 KTAS такое же, как на уровне моря при 152 KTAS. Однако самолёт движется с более высоким числом Маха.
Другой фактор, который необходимо рассмотреть, - это скорость звука. Снижение температуры воздуха приводит к уменьшению скорости звука. Поэтому, когда ЛА поднимается на высоту с меньшей наружной температурой, скорость звука падает. На уровне моря скорость звука равна примерно 661 KCAS, в то время как на эшелоне 11600 она составляет 574 KCAS. Поэтому для нашего транспортного самолёта скорость свали вания (в KTAS) изменилась с 152 (на уровне моря) до 287 (на эшелоне 11600). Одновременно, скорость звука (в KCAS) снизилась с 661 до 574, а число Маха выросло
с М 0,23 (152 KTAS разделить на 661 KTAS) до М 0,5 (287 KTAS разделить на 574 KTAS). При этом скорость сваливания в KCAS осталась постоянной и равной 152.
Мы рассмотрели, что происходит, когда ЛА движется с постоянной KCAS при увеличении высоты полёта. Но что произойдёт, если пилот во время набора высоты будет удерживать число Маха на одном уровне? В ус ловиях нормальной эксплуатации реактивного само лёта набор высоты производится на скорости 250 КIAS (или большей) до эшелона 3000, а затем на регламен тированной маршрутной скорости набора высоты (на пример, 330 КIAS для самолёта «МакДоннелл-Дуглас DC-10») до эшелона 7000-8000, после которого пилот продолжает набор высоты на постоянном числе Маха вплоть до крейсерской высоты.
Предположим для примера, что пилот набирает вы соту на Ммо0,82 от уровня моря до эшелона 11600. KCAS падает с 543 до 261. КIAS на всех высотах ведёт себя со ответственно, отличаясь на несколько узлов. Не будем забывать, что при наборе высоты скорость звука умень шается вместе с падением температуры. Число Маха - это просто отношение истинной воздушной скорости к скорости звука при определённых условиях полёта. Из вышеизложенного следует, что при наборе высоты с постоянным числом Маха KCAS (а также KTAS и КIAS) падают.
Если самолёт набирает высоту с постоянным Ммо и уменьшающимися КIAS, KCAS и KTAS в течение доста точного времени, он начнёт приближаться к скорости сваливания. В определённый момент скорость свали вания самолёта, выраженная числом Маха, сровняется с Мм0, и пилот не сможет ни замедлить движение (без
риска сваливания), ни ускорить его (не превышая при
этом максимальную эксплуатационную скорость са молёта). В авиации такую ситуацию называют «coffin corner» («угол гроба»).
Граничный слой
Вязкая природа воздуха снижает локальные скорости потоков на поверхности ЛА и вызывает поверхност ное трение. Как было сказано ранее, слой воздуха над
поверхностью крыла, который замедляется или полно стью останавливается из-за вязкости воздуха, называ ется пограничным слоем. Существует два различных вида пограничного слоя: ламинарный и турбулентный.
Ламинарный пограничный слой
Ламинарный пограничный слой представляет собой очень плавный поток, в то время как турбулентный пограничный слой содержит «водовороты» или вихри. Ламинарный слой создаёт меньшее поверхностное трение, чем турбулентный, но оно более постоянно. Поток пограничного слоя начинается как плавный ла минарный поток. По мере движения назад от передней кромки крыла ламинарный пограничный слой стано вится толще.
Турбулентный граничный слой
На определённом расстоянии от передней кромки крыла плавный ламинарный поток разрушается и превращается в турбулентный. В целях снижения ло бового сопротивления лучше, если переход от лами нарного потока к турбулентному будет происходить как можно дальше позади крыла, или если большая часть поверхности крыла будет покрыта ламинар ной частью граничного слоя. Низкоэнергетический ламинарный поток, однако, может разрушиться вне запнее турбулентного.
Отрыв пограничного слоя
Ещё одно явление, связанное с вязкостью воздуха, - это отрыв воздушного потока. Отрыв происходит, когда воздушный поток отделяется от аэродинамической по верхности. В нормальных условиях ламинарный гра ничный слой постепенно превращается в турбулент ный, а затем происходит отрыв потока. Отрыв потока вызывает сильное лобовое сопротивление и снижает подъёмную силу практически до нуля. По мере увели чения УА точка отрыва пограничного слоя перемеща ется ближе к передней кромке крыла (рис. 4-58).
![]()
Турбулентный граничный слой

Ламинарный граничный слой
Ламинарный подслой
Рис. 4-58. Граничныйслой.
Для задержки или полного погашения ударной волны, вызванной отрывом пограничного слоя при трансзву ковом полёте, используются так называемые турбули заторы. Они представляют собой небольшие аэроди намические поверхности малого удлинения, которые располагаются под углом от 12° до 15° к набегающему потоку. Обычно размещаемые вдоль крыла перед эле ронами или другими плоскостями управления на рас стоянии нескольких сантиметров друг от друга, тур булизаторы создают завихрения, которые смешивают пограничный поток с высокоэнергетическим потоком, расположенным выше над поверхностью крыла. Это обеспечивает более высокую поверхностную скорость и увеличивает энергию граничного слоя. Как следствие, для отрыва воздушного потока требуется более сильная ударная волна.
Ударные волны
Когда самолёт летит с дозвуковой скоростью, давление перед ним меняется со скоростью звука, «предупреж дая» находящие впереди по курсу воздушные массы о приближении самолёта. Получив это «предупрежде ние», воздух начинает расступаться в обе стороны, «го товясь» пропустить самолёт. Когда скорость самолёта достигает скорости звука, изменение давления больше не может «заблаговременно предупреждать» воздух, поскольку самолёт движется с той же скоростью, что и его волна давления. В этом случае частицы воздуха скапливаются перед самолётом, что приводит к рез кому падению скорости потока непосредственно перед самолётом и, соответственно, к повышению давления и плотности воздуха.
Если скорость самолёта превышает скорость воз духа, давление и плотность сжатого воздуха перед ним возрастает, и область компрессии расширяется вперед от носа самолёта. В некоторой точке воздуш ного потока частицы воздуха остаются совершенно не затронутыми волной давления - они как бы не полу чили «предупреждения» о приближении самолёта - но в следующий момент в той же точке происходят внезапные и значительные изменения температуры, давления, плотности и скорости воздуха. Границу между незатронутым воздухом и областью сжатого воздуха называют ударной волной или волной сжа тия. Такая же волна формируется, когда движущийся со сверхзвуковой скоростью воздушный поток замед ляется до дозвуковой скорости без изменения направ ления (например, когда поток ускоряется до скорости звука возле выпуклой части крыла, а затем, минуя выпуклость, снижает свою скорость). Ударная волна формируется как граница между сверхзвуковой и до звуковой областями.
Когда ударная волна распространяется перпендику лярно движению воздушного потока, она называется нормальной ударной волной. Воздух, находящийся непосредственно позади такой волны, движется с до звуковой скоростью. Сверхзвуковой воздушный поток, проходящий через нормальную ударную волну, меня ется следующим образом:
Поток замедляется до дозвуковой скорости.
Часть потока, находящаяся непосредственно по зади волны, не меняет направления движения.
Статическое давление и плотность потока позади волны значительно увеличиваются.
Энергия потока (определяемая суммарным давле нием - суммой динамического и статического) значительно уменьшается.
Возникновение ударной волны приводит к увели чению лобового сопротивления. Одним из непосред ственных результатов воздействия ударной волны является формирование непосредственно позади неё плотной области высокого давления. Нестабильность области высокого давления и то, что часть кинетиче ской энергии потока в процессе движения сквозь волну превращается в тепло, также влияют на увеличение лобового сопротивления, но основной вклад в это уве личение вносит отрыв воздушного потока. Если удар ная волна сильна, граничному слою может не хватить кинетической энергии, чтобы противостоять отрыву потока. Лобовое сопротивление, возникающее в транс звуковой области из-за возникновения ударной волны и отрыва потока, называется волновым сопротивле нием. Волновое сопротивление резко возрастает, когда скорость самолёта превышает критическое число Маха примерно на 10%. Для увеличения скорости выше этой величины и перехода в сверхзвуковой диапазон требу ется значительное увеличения тяги (мощности). При определённой форме аэродинамической поверхности и угле атаки в этом диапазоне пограничный слой может снова присоединиться к крылу.
Нормальная ударная волна создаётся на верхней по верхности крыла, а затем формирует дополнительную область сверхзвукового.потока и, в свою очередь, ещё одну нормальную ударную волну на нижней его по верхности. По мере того, как воздушная скорость при ближается к скорости звука, области сверхзвукового потока расширяются, а ударная волна перемещается к задней кромке крыла (рис. 4-59).
С увеличением лобового сопротивления связаны баф тинг (бафтинг Маха), изменения в равновесии и балан сировке, а также снижение эффективности управляю щих сил. Потеря подъёмной силы из-за отрыва потока приводит к уменьшению сноса потока и изменению в положении центра давления крыла. Отрыв потока создаёт турбулентный след за крылом, вызывающий


(м = 1.os )

о о
{)
о о
о
()
о
о
о
Рис. 4-59. Ударные волны.
бафтинг (вибрацию) хвостового оперения. От сноса потока за крылом прямо зависит управляемость во круг поперечной оси (тангаж), обеспечиваемая гори зонтальным хвостовым оперением. Усиление сноса потока снижает управляемость по тангажу, поскольку при этом увеличивается угол атаки хвостового опере ния. Смещение центра давления крыла влияет на мо мент тангажа крыла. Если центр давления смещается назад, возникает момент на пикирование, называемый
«волновым кризисом» или «затягиванием в пикирова ние». Если центр давления смещается вперёд, возни кает момент на кабрирование. Это является главной причиной того, что многие газотурбинные самолёты сегодня имеют Т-образное хвостовое оперения. В этой конструкции горизонтальный стабилизатор находится на максимальном удалении от области турбулентности позади крыла.
Стреловидностькрыла
Основная часть сложностей, возникающих при транс звуковых полётах, связана с отрывом потока, вызван ным ударной волной. Поэтому любое уменьшение или смягчение этого явления, каким бы способом оно ни достигалось, позволяет улучшить аэродинамические характеристики самолёта. Одним из таких способов является стреловидность крыла. Теория стреловидно сти основывается на принципе, что на распределение давления и формирование ударной волны оказывают влияние только те компоненты крыла, которые перпен дикулярны его передней кромке (рис. 4-60).
Рис. 4-60. Эффект стреловидности крыла.
В случае ЛА с прямым крылом, воздушный поток встречается с передней кромкой крыла под углом 90°, и этот удар создаёт давление и подъёмную силу. Крыло со стреловидностью встречает тот же поток под углом меньше 90°. Это позволяет воздушному потоку как бы «убедить» крыло, что оно движется со скоростью, меньшей, чем на самом деле; поэтому формирование ударной волны замедляется. К преимуществам стре ловидного крыла относятся увеличение критического числа Маха, числа М отклонения сил и числа М, при котором лобовое сопротивление достигает максимума. Другими словами, стреловидность снижает влияние эффектов сжимаемости воздуха.
Число М, при котором происходит резкое изменение коэффициента лобового сопротивления, называется
«число М отклонения сил». В большинстве случаев оно превышает критическое число Маха на 5-10%. При этой скорости отрыв потока, вызванный формированием ударной волны, может привести к значительным из менениям лобового сопротивления, подъёмной силы и


Рис. 4-61. Концевое сваливание.
момента тангажа. Помимо снижения влияния эффек тов сжимаемости, прямая стреловидность уменьшает размер изменений лобового сопротивления, подъём ной силы и моментов сил. Иначе говоря, использование крыла с прямой стреловидностью помогает «смягчить» эффект отклонения сил.
Недостаток стреловидного крыла в том, что оно стремится к сваливанию у концевой своей части, а не у корня (рис. 4-61). Это связано с тем, что погранич ный слой движется вдоль крыла к его концевой части и разделяется около передней кромки. Поскольку кон цевая часть стреловидного крыла находится в задней его области (позади центра подъёмной силы), концевое сваливание смещает центр подъемной силы вперёд по крылу, вызывая кабрирование носа. Стремление к кон цевому сваливанию больше всего, когда прямая стре ловидность сочетается с сужением крыла.
Сваливание может ещё более усугубиться из-за Т-образной конфигурации хвостового оперения, поскольку при таком оперении практически не
Сваливание


![]()
Рис. 4-62. Сваливание Т-образного хвостового оперения.
бывает бафтинга управляющих поверхностей, который обычно предупреждает пилота о начале сваливания (рис. 4-62). Т-образное хвостовое оперение, находясь выше спутной струи крыла, сохраняет эффективность даже после начала сваливания, позволяя пилоту не преднамеренно ввести крыло в режим ещё более глу бокого сваливания на гораздо большем УА. В ходе этой фазы сваливания горизонтальное хвостовое оперение всё-таки погружается в спутную струю, и руль высоты теряет свою эффективность, делая невозможным вы ровнять самолёт по тангажу и выйти из сваливания. В фазах перед сваливанием и непосредственно после него аэродинамические особенности стреловидного крыла (прежде всего, значительное повышение лобо вого сопротивления на малых скоростях) могут заста вить самолёт снизить траекторию полёта без измене ний по тангажу, тем самым ещё более увеличивая УА. В такой ситуации, когда самолёт находится в положе нии с опущенным носом и возрастающей воздушной скоростью, а пилот лишён надёжных данных о УА, нет никаких гарантий, что из режима сваливания удастся выйти. В этой фазе любые движения руля высоты будут приводить лишь к сохранению режима сваливания.
Войдя в режим сваливания с высоко поднятым носом, самолёты с Т-образным хвостовым оперением обычно очень сильно кабрируют, что сильно затрудняет выход из сваливания или даже делает его невозможным. Для
предотвращения такого сваливания используется тол катель штурвальной колонки. При скорости примерно на один узел (1,85 км/ч) выше скорости сваливания, программа автоматически подаёт команду на штур вальную колонку, и ручка управления автоматически перемещается вперёд, предотвращая сваливание. В систему управления также может быть встроен огра ничитель перегрузки, препятствующий тому, чтобы вызываемое толкателем движение носа вниз создавало избыточную нагрузку на самолёт. Автоматический
«механизм тряски ручки», с другой стороны, выдаёт
предупреждение, когда скорость примерно на 5-7% превышает скорость сваливания.
Границы бафтинга Маха
Бафтинг Маха является функцией скорости воздуш ного потока над крылом (которая не обязательно соот ветствует скорости самолёта). Всякий раз, когда крыло не может обеспечить необходимую подъёмную силу (при слишком высокой воздушной скорости или при слишком большом УА в момент приближения к М,,), начинается «высокоскоростной» бафтинг. Возникают также ситуации, когда бафтинг происходит на гораздо меньших скоростях, тогда его называют «низкоско ростным бафтингом Маха».
Наиболее типичный пример такого бафтинга - когда самолёт движется слишком медленно для сво его веса и высоты полёта, что возможно только при высоком УА.
Очень высокий УА приводит к увеличению скорости воздушного потока над верхней поверхностью крыла до тех пор, пока не начнутся такие же явления, как при высокоскоростном бафтинге. УА крыла является основ ным фактором в возникновении бафтинга Маха как на больших, так и на малых скоростях. Приведём при чины, приводящие к увеличению УА и скорости потока над крылом и увеличивающие вероятность возникно вения бафтинга Мака:
Большая высота - чем выше в воздухе находится самолёт, тем меньше плотность воздуха, и тем больший УА необходим для создания подъёмной силы, требующейся для сохранения горизонталь ного полёта.
Большой вес - чем тяжелее самолёт, тем большую подъёмную силу должно создавать крыло, и, при прочих равных условиях, тем больше УА.
Перегрузка - увеличение перегрузки оказывает на самолёт то же воздействие, что повышение его веса. Вне зависимости от того, вызвана ли пере грузка виражом, неправильным использованием средств управления или турбулентностью, её вли яние на УА одинаково.
Система управления высокоскоростным полётом
На высокоскоростных самолётах система управления полётом делится на первичные и вторичные (вспомо гательные) органы управления. Первичные органы управления обеспечивают манёвры самолёта отно сительно осей тангажа, крена и рыскания. К ним от носятся элероны и рули высоты и направления. К вто ричным, или вспомогательным, органам управления относятся триммеры, предкрылки, закрылки, интер цепторы и отклоняемые носки крыла.
Интерцепторы устанавливаются на верхней поверх ности крыла, чтобы «ухудшить» или снизить подъ ёмную силу. Высокоскоростной самолёт, в силу своей обтекаемой формы, испытывает низкое лобовое сопро тивление и поэтому нуждается в интерцепторах как в тормозах, которые могли бы замедлить его движение. Интерцепторы выдвигаются непосредственно после касания с землёй при посадке, чтобы снизить подъём ную силу и перенести вес самолёта с крыльев на шасси для лучшего торможения (рис. 4-63).
Элероны реактивных транспортных самолётов имеют небольшой размер. Место для расположения элеронов ограничено, поскольку максимальная часть задней кромки крыла должна быть свободна для раз мещения закрылков. Кроме того, элерон обычного раз мера на высокой скорости может вызвать изгиб крыла. По этой причине совместно с элеронами используются интерцепторы, позволяющие обеспечить дополнитель ный контроль момента крена.
Некоторые реактивные транспортные самолёты имеют два набора элеронов - пару внешних низкоско ростных и пару внутренних высокоскоростных. Когда во время взлёта закрылки полностью убраны, внешние элероны автоматически блокируются в убранном положении.
Если необходимо скорректировать крен, на стороне поднятого элерона выдвигается интерцептор, который снижает подъёмную силу с этой стороны, тем самым заставляя крыло опуститься. Даже при использовании интерцепторов в качестве тормозов их одновременно можно использовать для управления креном. Если они дифференциального типа, они выдвигаются с одной стороны и убираются с другой. Если они недифферен циального типа, они выдвигаются с одной стороны, но не убираются с другой. Будучи полностью выдвинуты в качестве тормозов, недифференциальные интерцеп торы остаются в этом положении и не оказывают под держки элеронам.
Для достижения плавного сваливания и увеличения УА без отрыва воздушного потока передняя кромка крыла должна иметь гладкий, почти скруглённый про филь, обтекаемый потоком на достаточно высоком УА.
![]()

.,
. "
...•◄1 •.•. . ...
Тормозной интерцептор
Концевой закрылок
.,

![]()
![]()

Корневая часть крыла
Закрылки в посадочном положении
![]()

![]()
Закрылки для выхода
накрыльевойрежим
Управляющие плоскости Boeing 737

,.
.,'
...
Стабилизатор
Руль высоты
Отклоняемый носок крыла
Антикомпенсаторы
Нижний руль высоты
,, . ,,.
Закрылки - Элероны-интерцепто ы
Концевой закрылок
...."
Щиток
То мозные инте цепто ы
Приемники возд. давления
Концевая часть крыла

Управпяющие плоскости Boeing 727 Закрылки убраны
Рис. 4-63. Управляющие поверхности.
При такой форме крыла отрыв потока начинается у задней кромки и (по мере увеличения УА) постепенно перемещается вперёд.
Заострённая передняя кромка, необходимая для вы сокоскоростного полёта, вызывает резкое сваливание и ограничивает использование закрылков, поскольку по ток не может обтекать острый край передней кромки крыла. В результате срыв потока с верхней поверхности крыла происходит даже на умеренном УА. Чтобы ис пользовать закрылки и, с их помощью, увеличить CYmax' нужно иметь возможность повысить УА, избежав при этом отрыва потока. Поэтому для улучшения параме тров низкоскоростного полёта во время взлёта, набора высоты и посадки используются такие компоненты ме ханизации крыла, как щели передней кромки и пред крылки. Хотя эти компоненты не обеспечивают такого
усилия, как закрылки, они, тем не менее, эффективны при полном выдвижении и в комбинации с закрыл ками. Благодаря использованию этих компонентов от рыв потока замедляется, а CYmax значительно увеличи вается. В результате, иногда удаётся достичь снижения скорости сваливания на 100 км/ч и больше.
Эксплуатационные требования больших реактивных транспортных самолётов предполагают значитель ный диапазон изменений продольной балансировки. Некоторые другие требования:
большой диапазон центровок;
большой диапазон скоростей;
способность к значительному изменению балан сировки посредством использования механиза ции крыла, без необходимости ограничивать ход руля высоты;
снижение балансировочного сопротивления до минимума.
Выполнение этих требований обеспечивается го ризонтальным стабилизатором с переменным углом атаки. У самолётов с неподвижным хвостовым опе рением большие изменения в балансировке тре буют существенного отклонения руля высоты. При таких отклонениях дальнейшее движение руля вы соты в том же направлении практически невозможно. Горизонтальный стабилизатор с переменным углом атаки берёт на себя функцию продольной баланси ровки. Стабилизатор больше, чем руль высоты, что позволяет поворачивать его на меньший угол. В ходе балансировки руль высоты остаётся не задействован ным, что позволяет использовать его для изменения положения самолёта по тангажу. Горизонтальный ста билизатор с переменным углом атаки, как и руль вы соты, может использоваться в большинстве операций по управлению тангажом. На самолётах, оборудован ных горизонтальным стабилизатором с переменным
углом атаки, руль высоты меньше и менее эффективен (при изолированном использовании), чем на самолётах с неподвижным хвостовым оперением. По сравнению с другими органами управления, горизонтальный ста билизатор с переменным углом атаки - чрезвычайно мощный и эффективный компонент.
Из-за размера и высокой скорости реактивных транс портных самолётов усилие, необходимое для переме щения управляющих плоскостей, находится за преде лами физических возможностей пилота. Поэтому для их перемещения используются гидравлические или электрические приводы. Перемещение ручки управ ления в кабине пилотов определяет необходимый угол поворота, и привод перемещает управляющую поверхность. В случае полного отказа энергетической установки самолёта движение плоскости управления может осуществляться вручную, через триммер руля. Отклонение триммера руля нарушает аэродинамиче ское равновесие, что приводит к перемещению плоско сти управления.

Системы управления поле••том
![]()
В настоящей главе рассматриваются системы управле ния, которые используются пилотом для контроля дей ствующих на ЛА во время полёта сил, траектории и вы соты полёта. Следует заметить, что системы управления полётом могут очень сильно различаться в зависимости от типа ЛА, на которых они установлены.
Наиболее простыми являются механические системы управления. Они состоят из механических компонентов (тяги, тросы, шкивы и, в некоторых случаях, цепные пе редачи) и преобразуют управляющие движения пилота в силы, приложенные к управляющим поверхностям ЛА. Механические системы управления полётом и по сей день используются в лёгких самолётах (общего назначе ния и спортивно-пилотажных), поскольку в этом случае аэродинамические силы не очень велики (рис. 5-1).

= Гидраsлическая отдача
Гидраsличес<ое давnение
Точка вращении
Рис. 5-2. Гидромеханическая система управления полётом.
Приводной
Тяга-толкатель
компьютеров и оптоволоконных кабелей. Такие системы управления полётом, называемые «электродистанцион ными», пришли на смену прямому физическому взаи модействию между панелью пилота и управляющими поверхностями. Кроме того, в некоторых больших и бы стрых самолётах средства управления пилота снабжены гидравлическими или электрическими сервоприводами (бустерами). В электродистанционных и бустерных си стемах ощущение ответной реакции органов управле ния создаётся искусственно.

В настоящее время американское Национальное
ремень
Рис. 5-1. Механическая система управления полётом.
По мере развития авиации и совершенствования аэродинамической теории размеры и скорость ЛА не прерывно росли. Естественно, аэродинамические силы, действующие на управляющие поверхности, также уве личивались экспоненциально. Чтобы сохранить управ ляемость ЛА, авиаконструкторы создавали всё более сложные системы. Первые механические органы управ ления бьти достаточно громоздкими, имели большой вес и множество других недостатков. Затем появились гидромеханические системы управления, состоящие из механических и гидравлических цепей (рис. 5-2).
По мере усложнения конструкции ЛА, управляю щие поверхности стали приводиться в движение ком плексами, состоящими из электроприводов, цифровых
агентство по аэронавтике и исследованию космического пространства (NASA) работает над созданием интеллек туальной системы управления полётом (ИСУП). Цель проекта - разработать систему, основанную на адап тивных нейронных сетях. Обладающая прямым каналом обратной связи, ИСУП будет способна самостоятельно вносить необходимые изменения в параметры полёта, как в нормальных условиях, так и в случае отказа обо рудования. С помощью ИСУП пилот сможет сохранить управляемость полёта и обеспечить безопасную посадку при отказе управляющих поверхностей или поврежде нии планера самолёта. Система также помогает в выпол нении полётной задачи, повышает безопасность полёта и снижает нагрузку на пилота.
В современных ЛА используются самые разные си стемы управления. Например, некоторые ЛА из катего рии спортивного пилотирования в полёте управляются

Ручка продольно-поперечного
управпения (ППУ)
Рис. 5-3. Система управления вертолётом.
переносом веса, в то время как свободные аэростаты используют для управления сброс балласта или вы пуск газа. Система управления вертолётом включает в себя ручку продольно-поперечного управления (для наклона несущего винта), рычаг «шаг-газ» (для кон троля шага винта) и педаль противовращения (для контроля рыскания) (рис. 5-3).
Для получения дополнительной информации о систе мах управления полётом обратитесь к технической до кументации вашего ЛА.
Системы управления полётом
Органы управления полётом
Система управления полётом ЛА состоит из основной и вспомогательной систем. Элероны, руль высоты (или стабилизатор) и руль управления составляют основ ную систему управления и необходимы для обеспе чения безопасного управления ЛА во время полёта. Закрылки, управляющие плоскости передней кромки и триммеры входят во вспомогательную систему управления, которая улучшает параметры полёта либо освобождает пилота от необходимости прилагать зна чительные управляющие усилия.
Основная система управления полётом
Системы управления ЛА проектируются таким обра зом, чтобы обеспечивать необходимую чувствитель ность к управляющим действиям и одновременно создавать естественные ощущения. На низкой ско рости органы управления обычно ощущаются «вя лыми» и податливыми, и ЛА медленно реагирует на действия пилота. По мере роста скорости органы управления становятся всё более «жёсткими», а ре акция ЛА - более быстрой.
Движение любой из трёх основных управляющих поверхностей (элероны, руль высоты/стабилизатор и руль направления) меняет распределение воздушного потока и давления над крылом и вокруг него. Эти из менения влияют на подъёмную силу и лобовое сопро тивление, создаваемые комбинацией крыла и управ ляющей поверхности, и позволяют пилоту управлять положением ЛА в трёх плоскостях вращения.
Степень отклонения управляющих поверхностей ограничена конструкцией ЛА. Например, тяги системы управления часто комплектуется устройствами авто блокировки, а ход штурвальной колонки и педалей ру левого управления может быть искусственно ограни чен. Цель подобных ограничений - предотвращение чрезмерного отклонения пилотом органов управления и, как следствие, создания избыточной перегрузки при нормальном маневрировании.
Правильно сконструированный самолёт должен быть устойчив и легко управляем в ходе нормального маневрирования. Входное воздействие на управляю щие плоскости вызывает перемещение самолёта во круг одной или нескольких из трёх осей вращения. Виды устойчивости самолёта также привязываются к этим осям (рис. 5-4).
Руль налравления - рыскание
ВерТИ"8ЛЬНВ11 ОСЬ
(курсовая устойчивость)

Основная управляющая поверхность | Движение самолёта | Ось вращения | Вид устойчивости |
Элерон | Крен | Продольная | Поперечная |
Руль высоты / стабилизатор | Тангаж | Поперечная | Продольная |
Руль направления | Рыскание | Вертикальная | Курсовая |
Рис. 5-4. Органы управления самолётом, виды его движения, оси вращения и виды устойчивости.
Элероны управляют креном вокруг продольной оси. Элероны устанавливаются на внешнюю заднюю кромку каждого крыла и движутся во взаимно проти воположных направлениях. Со штурвалом или ручкой управления они соединяются с помощью тросов, кри вошипных механизмов, шкивов и/или трубчатых тяг.
Перемещение штурвала или ручки управления вправо заставляет правый элерон отклониться вверх, а левый - вниз. Отклонение правого элерона вверх снижает кривизну профиля крыла, приводя к умень шению подъёмной силы, создаваемой правым крылом. Одновременное отклонение левого элерона вниз повы шает кривизну профиля левого крыла, увеличивая соз даваемую им подъёмную силу. Увеличение подъёмной силы слева и уменьшение справа заставляет самолёт накрениться вправо.
Обратное рыскание
Увеличивая подъёмную силу, отклонённый вниз эле рон одновременно повышает и лобовое сопротивле ние. При этом движение крыла слегка замедляется. Результатом становится рыскание по направлению к крылу, создающему увеличенную подъёмную силу (и лобовое сопротивление). С точки зрения пилота, ры скание происходит в направлении, противоположном крену. Обратное рыскание является результатом пере пада в величинах лобового сопротивления, испытыва емого левым и правым крыльями и, как следствие, раз ницы в скоростях их движения (рис. 5-5).

Рис. 5-5. Обратное рыскание возникает из-за повышения лобового сопротивления на внешнем крыле, создающем б6льшую подъёмную силу.
При движении на малых скоростях обратное рыска ние усиливается. Это происходит потому, что на малой скорости аэродинамическое давление на управляю щую поверхность невелико, и для успешного маневри рования пилоту приходится прикладывать большее управляющее усилие. В результате элероны отклоня ются на больший угол, увеличивая при этом и обрат ное рыскание. Этот эффект особенно заметен у само лётов с большим размахом крыла.
Для противодействия обратному рысканию ис пользуется руль направления. Необходимое для этого управляющее усилие максимально при малых скоро стях, высоких углах атаки и большом угле отклонения элеронов. Как и у других управляющих поверхностей, эффективность вертикального стабилизатора/руля на правления на малых скоростях падает, что усложняет противодействие обратному рысканию.
Вне зависимости от направления поворота, для его выполнения используются (в том или ином сочетании) элероны, руль высоты и руль направления. Отклонение элеронов приводит к крену самолёта, а для противо действия возникающему при этом обратному рыска нию применяется руль направления. Помимо этого (поскольку при повороте подъёмная сила должна быть больше, чем при установившемся прямолинейном по лёте), необходимо увеличить УА. Это достигается от клонением руля высоты вверх. Чем меньше радиус по ворота, тем сильнее должен отклониться руль высоты.
После достижения необходимого угла крена элероны и руль направления возвращаются в первоначаль ное нейтральное положение, останавливая рост угла крена. Управляющее усилие, приложенное к рулю вы соты, должно оставаться неизменным, обеспечивая сохранение высоты. Выход из крена осуществляется аналогично входу, за исключением того, что все управ ляющие усилия прилагаются в противоположном на правлении. Элероны и руль направления отклоняются в сторону выхода из крена (или в сторону поднятого крыла). Когда угол крена уменьшится, руль высоты воз вращается в нейтральное положение, что необходимо для сохранения высоты.
Стремясь снизить последствия обратного рыскания, производители создали четыре органа управления: дифференциальный элерон, элерон Фрайса, связку
«элероны-руль высоты» и флаперон.
Дифференциальные элероны
Дифференциальным называется элерон, который от клоняется вверх на больший угол, чем вниз. Это озна чает, что при любом движении штурвала или ручки управления угол поворота элерона, отклоняющегося вверх, больше, чем у противоположного элерона,
отклоняющегося вниз. Таким образом, лобовое сопро тивление на опускающемся крыле возрастает. Это про исходит потому, что элерон на опущенном крыле от клоняется вверх на больший угол, чем отклоняющийся вниз элерон на поднятом крыле.
Дифференциальные элероны позволяют умень шить обратное рыскание, но полностью устранить его не могут (рис. 5-6).
Элерон отклонён вверх

Элерон отклонён вниз
Рис. 5-6. Дифференциальные элероны.
Элероны Фрайса
Элероном Фрайса называется элерон, который при от клонении вверх поворачивается на петле, выступаю щей вперед из кромки крыла. В результате передняя кромка элерона оказывается на пути воздушного по тока и создаёт лобовое сопротивление. Это помогает уравновесить сопротивление, создаваемое отклонён ным вниз элероном на противоположном крыле, и уменьшить обратное рыскание (рис. 5-7).
Кроме того, при отклонении элерона Фрайса вверх между его задней кромкой и крылом возникает зазор, позволяющий воздушному потоку свободно обтекать элерон. Это делает его более эффективным на высоких углах атаки.
Элероны Фрайса также могут функционировать как дифференциальные. Как и последние, элероны Фрайса не позволяют полностью устранить обратное рыска ние. Поэтому при их применении необходимо парал лельно задействовать руль направления.
Связка элеронов и руля направления
Элероны и руль направления часто объединяются в единый орган управления. Связь между ними обеспе чивается с помощью соединительных пружин, которые автоматически отклоняют руль высоты одновременно с отклонением элеронов, позволяя скомпенсиро вать возникающее при этом лобовое сопротивление. Например, когда пилот отклоняет штурвал или ручку
Нейтральное положение


Поднят
Опущен

Рис. 5-7. Элероны Фрайса.
управления, чтобы создать левый крен, соединитель ные тросы и пружины тянут вперёд левую педаль руля направления, предотвращая рыскание вправо. Связь между отклонением элерона и руля направления можно временно отключить, например, если необхо димо войти в режим скольжения на крыло (рис. 5-8).
Флапероны
Флапероны способны выполнять функции как эле ронов, так и закрылков. Помимо управления углом крена (как обычные элероны), флапероны могут от клоняться вниз синхронно, работая как закрылки. Пилот сохраняет раздельный контроль над элеро нами и закрылками. Для преобразования управляю щих движений пилота в отклонение единого набора управляющих поверхностей (флаперонов) использу ется устройство, называемое «микшер». Флапероны часто крепятся на некотором расстоянии от кромки крыла, что позволяет обеспечить свободное движение воздушного потока при высоких углах атаки и/или малых скоростях (рис. 5-9).
Руль высоты
Руль высоты управляет тангажом ЛА. На небольших самолётах руль высоты, также как и элероны, соеди нён со штурвальной колонкой посредством набора

Рис. 5-9. Флапероны на лёгком самолёте «Скайстар Китфокс МК 7».

Как упоминалось ранее (при изложении вопроса устойчивости ЛА), на эффективность руля высоты в управлении тангажом влияют мощность двигателя, положение линии силы тяги и расположение гори зонтальных поверхностей на хвостовом оперении. Например, горизонтальное хвостовое оперение может располагаться в нижней части вертикального стабили затора, в середине или в верхней его точке (как в случае Т-образного хвостового оперения).
С:
Рис. 5-8. Связка элеронов и руля направления.
механических связей. При взятии штурвальной ко лонки на себя задняя кромка руля высоты отклоня ется вверх. Это положение обычно называется «руль высоты вверх» (рис. 5-10).
Положение «руль высоты вверх» снижает кривизну аэродинамической плоскости руля высоты и создаёт направленную вниз аэродинамическую силу, которая больше, чем сила, действующая на хвостовое оперение при установившемся прямолинейном полёте. В резуль тате хвост самолёта опускается, а нос поднимается. Точка приложения момента тангажа приблизительно совпадает с центром тяжести самолёта (ЦТ). Величина момента тангажа зависит от аэродинамического каче ства горизонтального хвостового оперения и от рас стояния от него до ЦТ самолёта. Отдача штурвальной колонки от себя приводит к обратному эффекту. В этом случае кривизна руля высоты увеличивается, создавая увеличенную подъёмную силу и уменьшая нисходя щую силу, действующую на горизонтальный стаби лизатор/руль высоты. При этом хвост поднимается, а нос опускается. Момент тангажа, опять же, приложен около ЦТ самолёта.
Т-образное хвостовое оперение

Нос веерх
Хвос:r ВИИ3
НИСХОДЯЩIIЯ
При Т-образной конфигурации хвостового оперения руль высоты расположен таким образом, что в нор мальных полётных условиях он оказывается выше траекторий движения воздушного потока, обтекаю щего фюзеляж и крылья, и сноса потока с воздушного винта. Таким образом, руль высоты находится в невоз мущённом воздушном потоке, и его действие остаётся стабильным в большинстве режимов полёта.
аэродиН811ИЧSС1<8Я
сила
Рис. 5-10. Руль высоты является основным органом управления положением ЛА по тангажу.
Т-образную конструкцию хвостового оперения имеют многие самолёты, как большие, так и малые. Особенно часто она встречается в случаях, когда дви гатели расположены в хвостовой части фюзеляжа. Это объясняется тем, что Т-образная конфигурация ис ключает воздействие на хвостовое оперение выхлоп ных газов двигателей. Т-образное хвостовое оперение обычно характерно для гидросамолётов и амфибий, поскольку это обеспечивает максимальное расстояние от горизонтальных хвостовых плоскостей до поверхно сти воды. Дополнительным плюсом является снижение вибрации и шума внутри самолёта.
На малых скоростях (для обеспечения определён ного угла кабрирования) руль высоты на самолётах с Т-образным оперением должен отклоняться на боль ший угол, чем на самолётах обычной конструкции. Это связано с тем, что при обычном хвостовом оперении снос потока с воздушного винта оказывает давление на хвостовые плоскости и помогает поднять нос самолёта. Поскольку органы управления самолётом настроены таким образом, что для большего отклонения управ ляющей плоскости необходимо большее управляющее усилие, то для достижения определённого угла кабри рования самолёта с Т-образным оперением нужно при ложить большую силу, чем в случае самолёта обычной схемы. Продольная устойчивость сбалансированного самолёта одинакова для обеих конфигураций хвосто вого оперения, но лётчик, пилотирующий самолёт с Т-образным оперением, должен знать, что при движе нии на малых скоростях во время взлёта, посадки или сваливания необходимо прикладывать большие управ
ляющие усилия, чем на самолёте обычной схемы.
Самолёты с Т-образным оперением также нуждаются в конструктивных решениях, помогающих бороться с флаттером. Поскольку вес горизонтального хвостового оперения давит на верхушку вертикального стабили затора, плечо момента создаёт на вертикальный стаби лизатор значительную нагрузку, приводящую к флат теру. Для противодействия этому эффекту необходимо увеличивать жёсткость вертикального стабилизатора, что неизбежно увеличивает вес конструкции по срав нению с самолётами с обычным хвостовым оперением.
При полёте с очень высоким УА, на малой скорости и с ЦТ, сдвинутым назад, самолёты с Т-образным опере нием могут быть подвержены глубокому сваливанию. В режиме глубокого сваливания воздушный поток над горизонтальным хвостовым оперением заглуша ется возмущённым потоком с крыльев и фюзеляжа. В таких обстоятельствах управляемость руля высоты и стабилизатора может понизиться, что затруднит вы ход из сваливания. Следует заметить, что в подобных случаях существенным фактором является также по ложение ЦТ, поскольку такие проблемы возникают и

Рис. 5-11. Самолёт с Т-образным хвостовым оперением во время полёта с высоким УА и смещённым назад ЦТ.
при пилотировании самолётов с обычным хвостовым оперением, если их ЦТ смещён назад (рис. 5-11).
Поскольку полет с высоким УА на низкой скорости и со смещённым назад ЦТ может представлять опасность, многие самолёты комплектуются системами, реагиру ющими на такой режим полёта. Диапазон подобных си стем очень широк - от ограничителей управления до пружинного компенсатора руля высоты.
Пружинный компенсатор руля высоты помогает опустить нос самолёта, предотвращая сваливание, вызванное смещением назад ЦТ. Сваливание происхо дит, когда руль высоты правильно сбалансированного самолёта находится в положении опущенной задней кромки, заставляя хвост подниматься, а нос - опу скаться. Если, будучи в этом неустойчивом положе нии, самолёт попадает в область турбулентности и ещё более замедляется, триммер теряет возможность удерживать руль высоты в положении с опущенным носом. Руль высоты выравнивается по потоку, и нос самолёта резко поднимается, приводя к сваливанию. Пружинный компенсатор создаёт механическую на грузку на руль высоты, заставляя его вернуться в поло жение с опущенным носом.
Триммер руля высоты уравновешивает действие пру
жинного компенсатора, обеспечивая балансировку руля высоты. Когда триммер перестаёт выполнять эту функцию, пружинный компенсатор возвращает руль высоты в положение с опущенным носом. Нос самолёта опускается, а скорость возрастает, предотвращая сва ливание (рис. 5-12).
Руль высоты должен быть в состоянии удержать нос самолёта во время предпосадочного разворота. В этом случае проблему может вызвать смещённый вперёд ЦТ. Во время предпосадочного выравнивания мощ ность двигателя обычно снижается, что уменьшает
![]()

Точки вращения
Кривошип

Противовес
Рис. 5-12. Когда (вследствие смещения ЦТ назад) горизонтальное оперение теряет свою аэродинамическую эффективность, пружинный компенсатор обеспечивает механическую нагрузку
на руль высоты и помогает опустить нос самолёта.
интенсивность воздушного потока, обтекающего хво стовое оперение. Этот фактор, совместно с уменьше нием скорости перед посадкой, приводит к снижению эффективности руля высоты.
Как следует из вышеизложенного, пилоты должны хорошо понимать и неукоснительно соблюдать мето дику правильной загрузки самолёта, особенно в связи с положением ЦТ. Дополнительная информация о мето диках загрузки самолёта, а также о весе и равновесии, содержится в главе 9, «Вес и центровка».
Стабилизатор
Как было сказано в главе 2, «Устройство летательного аппарата», стабилизатор представляет собой одноком понентную стабилизирующую аэродинамическую по верхность, которая поворачивается вокруг централь ного шарнира. Когда пилот берёт штурвальную колонку
«на себя», задняя кромка стабилизатора приподнима ется, поднимая нос самолёта. Отдача штурвальной ко лонки «от себя» опускает заднюю кромку стабилиза тора, в результате чего нос самолёта опускается.
Поскольку стабилизаторы поворачиваются вокруг центрального шарнира, они чрезвычайно чувстви тельны к управляющим усилиям и аэродинамиче ским нагрузкам. Для снижения этой чувствительно сти в заднюю кромку стабилизаторов встраиваются антикомпенсаторы, которые отклоняются в том же направлении, что и стабилизатор. Поэтому для от клонения стабилизатора требуется большая сила, что делает его менее чувствительным к случайным дви жениям пилота. Помимо этого, перед главным лон жероном обычно размещается противовес. Он может
Рис. 5-13. Стабилизатор- однокомпонентная горизонтальная хвостовая плоскость, которая поворачивается вверх и вниз вокруг центрального шарнира.
встраиваться в хвостовое оперение или переднюю часть законцовки стабилизатора (рис. 5-13).
Аэродинамическая схема «утка»
В конструкции типа «утка» используются две подъём ные поверхности, причём передняя функционирует как горизонтальный стабилизатор, расположенный пе ред основным крылом. Фактически, переднее горизон тальное оперение (ПГО) является аэродинамической поверхностью, аналогичной горизонтальному хвосто вому оперению самолётов обычной схемы. Разница заключается в том, что ПГО создаёт подъёмную силу и поддерживает нос в поднятом положении, в то время как в самолётах обычной схемы на хвостовое оперение действует нисходящая сила, препятствующая опуска нию носа (рис. 5-14).

Рис. 5-14. Административный самолёт «Бичкрафт Старшип» построен по аэродинамической схеме «утка».
Аэродинамическая схема «утка» восходит к ран нему периоду развития авиации. Впервые она была использована на аэроплане «Флайер» братьев Райт. В последнее время эта схема снова стала популярной и часто используется в конструкции новейших само лётов. Схема «утка» бывает двух видов: в первом ПГО имеет примерно такой же размер, как горизонтальное хвостовое оперение в самолётах обычной схемы, авто рой представляет собой комбинацию двух аэродина мических поверхностей примерно одного размера, расположенных друг за другом (так называемая схема
«тандем»). Теоретически, схема «утка» считается более
эффективной, поскольку использование ПГО для соз дания подъёмной силы должно приводить к меньшему лобовому сопротивлению при заданной величине подъёмной силы.
Руль направления
Руль направления управляет движениями самолёта вокруг вертикальной оси. Это движение называется рысканием. Как и другие основные управляющие пло скости, руль направления представляет собой движу щуюся поверхность, прикреплённую к неподвижной поверхности, - в нашем случае, к вертикальному ста билизатору, или килю. Руль направления приводится в движение правой или левой педалью управления.

Лево руля
Когда руль направления отклоняется в сторону набегающего потока, возникает горизонтальная сила, действующая в противоположном направ лении (рис. 5-15). При нажатии левой педали руль
Рыскание |
Рис. 5-15. Результат воздействия на руль направления аэродинамической силы, направленной слева направо.
направления отклоняется влево. Это меняет воздуш ный поток вокруг вертикального стабилизатора/руля высоты и создаёт боковую подъёмную силу, которая толкает хвост вправо, в результате чего нос самолёта смещается влево. С увеличением скорости эффектив ность руля направления возрастает; поэтому для до стижения необходимого эффекта угол отклонения руля при низкой скорости должен быть гораздо выше, чем при высокой. Спутная струя, возникающая позади воздушного винта в винтовых самолётах, повышает эф фективность руля направления.
образное хвостовое оперение
У-образная конструкция хвостового оперения пред ставляет собой две наклонных поверхности, которые выполняют те же функции, что рули высоты и направ ления в самолётах обычной схемы. Неподвижные по верхности действуют одновременно как горизонталь ные и вертикальные стабилизаторы (рис. 5-16).

Рис. 5-16. Лёгкий самолёт "Бичкрафт Бонанза V35".
Подвижные поверхности, которые обычно назы вают «руддерваторами», соединены специальными тягами, которые позволяют управлять обеими по верхностями одновременно (через поворот штурвала управления). С другой стороны, нажатие педали руля направления поворачивает хвостовые поверхности дифференциально, что приводит к изменению на правления движения.
Когда пилот работает одновременно штурвалом и педалями, регулировочный механизм поворачивает каждую поверхность на необходимый угол. Система управления У-образным хвостовым оперением зна чительно сложнее, чем в самолётах обычной схемы. Кроме того, У-образная конструкция более подвер жена эффекту «голландского шага», а лобовое сопро тивление снижается незначительно по сравнению с самолётами обычной схемы.


.Р.аз.рез.ной.за.крылок
![]()
Плоский закрылок

• ••• |
Рис. 5-17. Пять основных видов закрылков.
Вспомогательнаясистема управления полётом
Вспомогательная система управления полётом мо жет состоять из закрылков, управляющих плоско стей передней кромки крыла, интерцепторов и орга нов балансировки.
Закрылки
Закрылки являются наиболее часто встречающимся компонентом механизации крыла самолёта. Эти по верхности устанавливаются на задней кромке крыла и при любом заданном УА увеличивают одновременно подъёмную силу и индуктивное сопротивление. Закрылки обеспечивают компромисс между высокой крейсерской и низкой посадочной скоростями, по скольку при необходимости они могут быть выдви нуты, а в остальное время остаются убранными внутрь структуры крыла. Существует четыре основных разно видности закрылков: плоский (бесщелевой), разрезной, щелевой и выдвижной (закрылок Фаулера) (рис. 5-17).
Плоский закрылок - наиболее простой из вышепе речисленных видов закрылков. Он повышает кривизну крыла, что при одном и том же УА приводит к значи тельному увеличению коэффициента подъёмной силы (С). Одновременно существенно увеличивается лобо вое сопротивление, а центр давления (ЦД) перемеща ется в заднюю часть крыла, вызывая направленный вниз момент тангажа.
Щелевой закрылок
![]()
![]()
Закрылок Фаулера
Щелевой закрылок Фаулера

Разрезной закрылок отклоняется от нижней поверх ности крыла и создаёт несколько больший прирост подъёмной силы, нежели плоский. Под крылом возни кает дополнительная зона турбулентности, что повы шает лобовое сопротивление. Будучи полностью вы двинутыми, и плоские, и разрезные закрылки создают существенное лобовое сопротивление при незначи тельном увеличении подъёмной силы.
В настоящее время наиболее распространённый вид закрылков - щелевые. В различных вариантах они устанавливаются как на лёгкие, так и на крупные самолёты. Щелевые закрылки позволяют увеличить коэффициент подъёмной силы в гораздо большей сте пени, чем плоские или разрезные. На лёгких самолё тах шарнир закрылка располагается под его нижней поверхностью, и при опускании закрылка между его передней кромкой и крылом возникает зазор, в кото рый устремляется высокоэнергетический поток воз духа с нижней поверхности закрылка. Он ускоряет движение граничного потока на верхней поверхности закрылка и замедляет отрыв потока, обеспечивая тем самым более высокий коэффициент СУ. Таким образом, щелевой закрылок обеспечивает существенно больший прирост максимального коэффициента подъёмной силы (CYma)' нежели плоский или разрезной. Хотя су ществует множество разновидностей щелевых закрыл ков, на крупные самолёты чаще всего устанавливаются двух- и даже трёхщелевые закрылки. Они позволяют максимально увеличить лобовое сопротивление,

Подвижный закрылок

Рис. 5-18. Механизация передней кромки крыла.
предотвращая при этом отрыв потока с поверхности закрылка и, как следствие, сохраняя всю создаваемую ими подъёмную силу.
Закрылки Фаулера являются разновидностью щеле вых закрылков. Закрылки этого типа не только меняет кривизну крыла, но и увеличивают его площадь. В от личие от других видов закрылков, они не поворачива ются на шарнире, а скользят назад по направляющим. В начале их выдвижения лобовое сопротивление почти не увеличивается, а подъёмная сила значительно воз растает, поскольку растёт как кривизна, так и площадь поверхности крыла. В ходе дальнейшего выдвижения закрылок отклоняется вниз. В конечной фазе выдви жения закрылок увеличивает лобовое сопротивление, почти не меняя подъёмной силы.
Элементы механизации передней кромки крыла
На передней кромке крыла также могут располагаться органы управления полётом. Наиболее распростра нены жёсткие щели, подвижные закрылки, пред крылки и носовые щитки (рис. 5-18).
Жёсткие щели направляют воздушный поток на верхнюю поверхность крыла и замедляют отрыв по тока на высоких углах атаки. Щель не увеличивает кри визну крыла, но повышает предел СУ, поскольку угол сваливания возрастает.
Выдвижные предкрылки состоят из сегментов, скользящих по направляющим. При низких углах атаки предкрылок образует единую линию с профи лем крыла, поскольку на него оказывает воздействие
Предкрылок
е:е |

![]()
Носовой щиток
I -•·,-.•.,- I ....; |
зона высокого давления, образующаяся около перед ней кромки крыла. По мере увеличения УА область высокого давления перемещается назад, под нижнюю поверхность крыла, и предкрылок выдвигается вперёд. Существуют также управляемые предкрылки, которые могут быть выдвинуты при любом УА. При полностью выдвинутых предкрылках воздух получает возмож ность перетекать с нижней поверхности крыла на верх нюю, что замедляет отрыв потока.
В целом, назначение предкрылков, как и закрылков, заключается в увеличении CYmax и кривизны крыла. Они часто используются совместно с закрылками и могут снизить нисходящий момент тангажа, который создают последние. Как и в случае закрылков, при небольшом выдвижении предкрылки увеличивают подъёмную силу гораздо сильнее, чем лобовое сопро тивление. При дальнейшем выдвижении лобовое со противление растёт быстрее, чем подъёмная сила.
Назначение щитков передней кромки, как и у пред крылков и закрылков, заключается в увеличении CYmax и кривизны крыла. Но, в отличие от предкрылков и закрылков, щитки передней кромки являются непод вижными элементами крыла. В большинстве случаев щитки выступают из передней кромки крыла вперед и вниз. Это улучшает сцепление воздушного потока с верхней поверхностью крыла на высоких углах атаки, снижая скорость сваливания. Неподвижная конструк ция щитков передней кромки снижает максимальную крейсерскую скорость, но последние достижения в авиаинженерной технологии позволяют уменьшить этот эффект.
Интерцепторы (спойлеры) представляют собой по верхности с высоким лобовым сопротивлением. Вы двигаясь из профиля крыла, они разрушают гладкий воздушный поток вокруг крыла, снижают подъём ную силу и увеличивают лобовое сопротивление. Конструкция большинства планеров и многих само лётов предполагает наличие интерцепторов. На пла нерах интерцепторы используются для управления снижением перед посадкой. На других ЛА интерцеп торы часто используются для управления креном, с тем преимуществом, что их использование исключает обратное рыскание. Например, при правом повороте интерцептор правого крыла поднимается, уменьшая подъёмную силу и увеличивая лобовое сопротивление с правой стороны фюзеляжа. Правое крыло опускается, и самолет накреняется с одновременным поворотом направо. Одновременное выдвижение обоих интерцеп торов позволяет начать снижение без набора скорости. Интерцепторы также используются для снижения по слепосадочного пробега. Снижая подъёмную силу, они переносят нагрузку на шасси, повышая эффектив ность тормозов (рис. 5-19).

Рис. 5-19. Интерцепторы уменьшают подъёмную силу
и увеличивают лобовое сопротивление при снижении и посадке.
Системы балансировки
Хотя самолёт может эксплуатироваться в широком диапазоне режимов, скоростей и уровней мощности, полёт в автоматическом режиме возможен только при крайне ограниченном наборе этих переменных. Для освобождения пилота от необходимости сохранять постоянное давление на органы управления использу ются системы балансировки, которые обычно состоят из приборов кабины пилота и небольших поворотных устройств, установленных на задней кромке одной или нескольких основных управляющих поверхностей.
Сконструированные с целью минимизировать на грузку на пилота, системы балансировки облегчают движение и позиционирование управляющих поверх ностей, к которым они прикреплены. К наиболее часто встречающимся системам балансировки относятся триммеры, сервокомпенсаторы, антикомпенсаторы, регулируемые на земле триммеры и регулируемый стабилизатор.
Триммеры
На лёгких самолётах чаще всего устанавливается един ственный триммер, прикреплённый к задней кромке руля высоты. В большинстве случаев триммер управля ется вручную, с помощью небольшого вертикального маховичка. На некоторых самолётах вместо маховика используется ручка управления триммером. Приборы кабины пилота включают в себя указатель положения триммера. Для того, чтобы опустить нос самолёта вниз, триммер должен быть поднят вверх. Когда триммер поднят вверх и в направлении воздушного потока, воз душная струя над горизонтальными плоскостями хво стового оперения стремится опустить заднюю кромку руля высоты. Это заставляет хвост самолёта подни маться, а нос- опускаться (рис. 5-20).


Рут.высоты
Триммер вниз - руль высаты ваерх
Балансировка пикирующего момента
Балансировка кабрирующего момента
Рис. 5-20. Руль высоты и его триммер всегда движутся в противоположных направлениях.
Если нос самолета необходимо поднять, триммер должен быть опущен. В этом случае воздух, обтекаю щий горизонтальное хвостовое оперение снизу, стал кивается с триммером и толкает заднюю кромку руля высоты вверх, снижая его УА. Это заставляет хвост са молёта опуститься, а нос - подняться.
Несмотря на то, что триммер и руль высоты всегда движутся в противоположных направлениях, управ ление триммером естественно для пилота. Если ему необходимо удерживать штурвальную колонку в по ложении «на себя», указатель положения триммера показывает, что триммер необходимо привести в по ложение «нос вверх». Согласно нормальной процедуре, необходимо продолжать балансировку до тех пор, пока самолёт не будет уравновешен и перетяжеление на нос не прекратится. Обычно пилот первоначально опреде ляет необходимую мощность, положение по тангажу и компоновку самолёта, а затем балансирует его так, чтобы отсутствовали управляющие нагрузки, которые могут возникать в таких полётных условиях. Если мощ ность, положение по тангажу или компоновка меня ется, необходимо провести новую балансировку, чтобы ликвидировать возникшие управляющие нагрузки.
Сервокомпенсаторы
В некоторых самолётах управляющие силы могут достигать значительной величины. Чтобы снизить их, производители используют сервокомпенсаторы. Внешне они выглядят как триммеры и подвешены на шарнирах примерно в тех же местах, что и последние. Принципиальная разница между теми и другими в сле дующем: сервокомпенсатор соединён с тягой управ ляющей поверхности, так что, когда основная управ ляющая поверхность движется в одном направлении, сервокомпенсатор автоматически начинает двигаться в противоположном. Ударяя в сервокомпенсатор, воз душный поток частично уравновешивает давление, действующее на основную управляющую поверхность, и облегчает пилоту процесс управления ею.
Если проводка между сервокомпенсатором и не подвижной плоскостью управления регулируется из кабины, он одновременно может выполнять функ цию триммера.
Антикомпенсаторы
Антикомпенсаторы работают таким же образом, что и сервокомпенсаторы, с единственным различием: они движутся не в противоположном, а в том же направ лении, что и задняя кромка стабилизатора. Помимо снижения чувствительности стабилизатора, анти компенсатор также выполняет функцию триммера,
снижая управляющее давление и сохраняя стабилиза тор в желаемой позиции. Тяга крепится к нижней по верхности антикомпенсатора, в то время как другой её конец закрепляется на верхней стороне неподвижного горизонтального оперения. Когда задняя кромка ста билизатора движется вверх, тяга поднимает и заднюю кромку антикомпенсатора. Когда стабилизатор опу скается, опускается и антикомпенсатор. И напротив, триммеры на руле высоты движутся в направлении, противоположном движению управляющей поверхно сти (рис. 5-21).

Сrабипизатор Ось вращения
Рис. 5-21. Антикомпенсатор придаёт управляющей поверхности более обтекаемую форму, делая стабилизатор менее чувствительным к действиям пилота.
Регулируемые на земле триммеры
Многие лёгкие самолёты имеют на руле направления неподвижный металлический триммер. На земле его изгибают в ту или иную сторону, чтобы сбалансировать руль направления. Правильное положение достигается методом проб и ошибок. Обычно возникает необходи мость в небольшой дополнительной корректировке, прежде чем самолет в крейсерском режиме перестанет скользить на правое или левое крыло (рис. 5-22).
Регулируемый стабилизатор
Вместо движущегося триммера, устанавливаемого на заднюю кромку стабилизатора, некоторые самолёты имеют регулируемый стабилизатор. В такой конструк ции тяги поворачивают горизонтальный стабилизатор вокруг его заднего лонжерона. Это достигается исполь зованием винтового домкрата, устанавливаемого на переднюю кромку стабилизатора (рис. 5-23).


ПИКИJ)О118НИ8
Кабрмроеание
Рис. 5-22. Регулируемый на земле триммер устанавливается на руль направления многих лёгких самолётов с целью добиться нулевого угла между осью рыскания и набегающим потоком.
Регулируемый стабилизатор
Рис. 5-23. В конструкции некоторых самолётов, включая большинство реактивных транспортных самолётов, для обеспечения балансировки сил по тангажу используется регулируемый стабилизатор.
На лёгких самолётах винтовой домкрат имеет тросо вый привод, управляемый маховиком или ручкой. На больших самолётах он обеспечивается сервоприводом. Эффект балансировки и индикация положения для ре гулируемого стабилизатора те же, что для триммера.
Автопилот
Автопилот - это автоматическая система управления полётом, которая сохраняет положение ЛА в горизон тальном полёте или на заданном курсе. Она может контролироваться пилотом либо ориентироваться по радионавигационному сигналу. Автопилот снижает физическую и интеллектуальную нагрузку на пилота и повышает безопасность полёта. Функциями автопи лота обычно являет стабилизация ориентации и на правления полета ЛА.
В простейших автопилотах используются гироско пические указатели пространственного положения и магнитные компасы, которые контролируют серво механизмы системы полётного контроля (рис. 5-24). Количество и расположение этих сервомеханизмов за висит от сложности системы. Например, одноосевой автопилот контролирует положение ЛА относительно продольной оси, а его сервомеханизм приводит в дей ствие элероны. Трёхосевой автопилот контролирует положение ЛА относительно продольной, поперечной и вертикальной осей. Три отдельных сервомеханизма приводят в действие элероны, руль высоты и руль на правления. Более сложные системы часто обеспечи вают режим удержания вертикальной скорости и/или приборной скорости ЛА.

Рис. 5-24. Простейший автопилот, интегрированный в систему управления полётом.
Современные системы автопилотирования способны использовать пилотажно-навигационную информа цию (получаемую от группы собственных датчиков, самолётных систем, наземных радионавигационных средств) или даже выполнять команды бортового обо рудования соседнего самолёта. Автопилоты обычно комплектуются системой аварийного отключения, позволяющей выключить устройство автоматически или вручную.
Сегодня автопилот является неотъемлемой частью системы управления полётом.

Авиационные системы
![]()
В настоящей главе рассматриваются основные системы, присутствующие на большинстве ЛА. К ним относятся двигатель, воздушный винт, система забора воздуха, а также топливная, масляная, система охлаждения, элек тросистема, шасси и система снижения токсичности вы хлопных газов.
Силовая установка
Двигатель ЛА (силовая установка) создаёт тягу, необ ходимую для движения ЛА. Поршневым и турбовинто вым двигателям для создания тяги необходим воздуш ный винт. В турбореактивных и турбовентиляторных двигателях тяга создаётся за счёт увеличения скорости воздуха, проходящего через двигатель. Помимо созда ния тяги, все вышеупомянутые двигатели обеспечи вают энергией различные системы, поддерживающие функционирование ЛА.
Поршневые двигатели
Поршневые двигатели устанавливаются на большин ство лёгких ЛА. Поршневой двигатель - двигатель внутреннего сгорания, в котором тепловая энергия расширяющихся газов, образовавшаяся в результате сгорания топлива в замкнутом объёме, преобразуется в механическую работу возвратно-поступательного движения поршня.
Бурное развитие индустрии авиации общего назна чения и достижения инженерно-технической мысли способствовали тому, что за последние два десятиле тия поршневая технология значительно усовершен ствовалась. Внедрение компьютеризированных систем управления двигателями позволило снизить потребле ние топлива, сократить выбросы и снизить нагрузку на пилота.
Поршневые двигатели построены на общем прин ципе преобразования химической энергии (энергии то плива) в механическую. Это преобразование происхо дит внутри цилиндров двигателя в процессе сгорания топлива. Конструктивно поршневые двигатели делятся на двигатели с искровым зажиганием и с воспламене нием от сжатия. В течение нескольких десятилетий поршневые двигатели с искровым зажиганием были самыми распространёнными в авиации. Стремясь сни зить эксплуатационные расходы, упростить конструк цию и повысить надёжность двигателей, некоторые
производители начали использовать воспламенение от сжатия. К преимуществам двигателей этого типа относится и тот факт, что в них используется распро странённое и экономичное топливо - дизельное или авиационный керосин.
Конструктивно двигатели с искровым зажиганием и с воспламенением от сжатия отличаются незначи тельно. В обоих типах присутствуют камеры сгорания и поршни, которые перемещается внутри цилиндров, превращая возвратно-поступательное движение во вращение коленчатого вала. Главное отличие между этими типами двигателей состоит в процессе воспламе нения топлива. В двигателях с искровым зажиганием используется система зажигания, воспламеняющая воздушно-топливную смесь.
Воздушно-топливная смесь характеризуется соотно
шением количества содержащихся в нём топлива и воз духа. Идеальное (обеспечивающее полное сгорание) соотношение называется стехиометрическим.
В двигателе с воспламенением от сжатия сначала в цилиндре сжимается воздух (из-за чего его темпера тура повышается до уровня самовоспламенения), а за тем туда впрыскивается топливо.
Поршневые двигатели обоих типов, в свою очередь, подразделяются:
по расположению цилиндра относительно колен чатого вала - на радиальные, рядные, У-образные и оппозитные;
по рабочему циклу- на двух- и четырёхтактные; З) по методу охлаждения - на жидкостные и воз
душные.
Радиальные (или звездообразные) двигатели широко использовались во время Второй мировой войны и рас пространены до сих пор. В этих двигателях цилиндры расположены радиальными лучами вокруг коленча того вала. Главными преимуществами радиального двигателя является его компактность и хорошее соот ношение мощности двигателя и его массы (рис. 6-1).
Рядные двигатели имеют сравнительно небольшой периметр фронтальной поверхности, но отношение мощности к массе у них относительно низкое. Кроме того, при воздушном охлаждении холодный воздух почти не достигает тыльных цилиндров рядного двига теля, поэтому такие двигатели ограничены четырьмя или шестью цилиндрами. У-образные двигатели обе спечивают большую мощность, чем рядные, при этом их фронтальная поверхность остаётся небольшой.

Рис. 6-1. Радиальный двигатель.
Совершенствование технологии внутреннего сгора ния привело к созданию горизонтального оппозитного двигателя, который остаётся самым распространён ным в малой авиации. Эти двигатели всегда имеют чётное число цилиндров, поскольку каждый цилиндр с одной стороны коленчатого вала противостоит («оп понирует») цилиндру на другой стороне (рис. 6-2). В большинстве случаев такие двигатели имеют воз душное охлаждение и на самолётах с неподвижным крылом обычно устанавливаются в горизонтальном положении. Оппозитные двигатели имеют высокое отношение мощности к массе, поскольку их колен чатый вал имеет относительно малые размеры и вес. Кроме того, компактное расположение цилиндров уменьшает фронтальную поверхность двигателя и обеспечивает ему обтекаемую форму, минимизируя лобовое сопротивление.

Оппозитные цилиндры
Рис. 6-2. Горизонтальный оппозитный двигатель.
Различные производители выпускают оппозитные двигатели как с искровым зажиганием, так и с вос пламенением от сжатия, которые могут быть двух или четырёхтактными.
В двухтактных двигателях преобразование хи мической энергии в механическую происходит в
двухтактном цикле. Всасывание, сжатие, рабочий ход и выхлоп совершаются за два хода поршня, а не за четыре (как в более распространённых четырёхтакт ных двигателях). Поскольку в двухтактном двигателе поршень совершает рабочий ход при каждом обороте коленчатого вала, такие двигатели обычно имеют луч шее соотношение мощности к массе, чем аналогичные по параметрам четырёхтактные. В силу недостаточ ной эффективности и высокой токсичности выхлопа у двигателей ранних моделей, до последнего времени применение двухтактных двигателей в авиации было ограниченным.
С развитием технологии многие из негативных факторов, исторически связываемых с двухтактными двигателями, удалось устранить. Использование пря мого впрыска топлива и сжатого воздуха, характерное для современных двигателей внутреннего сгорания, делает двухтактные компрессионные двигатели реаль ной альтернативой более распространённым четырёх тактным двигателям с искровым зажиганием (рис. 6-3).


Поршень
Нагнетаемый воздух Выпускной клапан Инжектор
Всасывание/компрессия 2. Рабочий ход и выхлоп
Рис. 6-3. Двухтактный двигатель с воспламенением от сжатия.
Четырёхтактные двигатели с искровым зажиганием сегодня остаются наиболее часто используемыми в авиации общего назначения (рис. 6-4). Главными компонентами поршневых двигателей с искровым зажиганием являются цилиндры, коленчатый и рас пределительный валы (с соответствующими компо нентами). Клапаны впуска/выхлопа, свечи зажигания и поршни располагаются в цилиндрах. Коленчатый вал и соединительные тяги размещаются в картере. Магнето обычно располагаются во вспомогательном кожухе двигателя.
В четырёхтактном двигателе преобразование хими ческой энергии в механическую совершается в цикле из четырёх этапов. Каждому из процессов всасывания, сжатия, рабочего хода и выхлопа соответствует один ход поршня.

Впускной кпапан
•
Коленчатый вал
Рис. 6-4. Основные компоненты четырёхтактного двигателя с искровым зажиганием.
Такт всасывания начинается с того, что поршень движется вниз. Когда это происходит, впускной клапан открывается, и воздушно-топливная смесь поступает в цилиндр.
Такт сжатия начинается, когда впускной клапан закрывается, и поршень движется вверх. В этой фазе цикла воздушно-топливная смесь сжимается в объёме с целью получения максимального вы хода энергии.
Такт рабочего хода начинается с воспламенением воздушно-топливной смеси. При сгорании смеси высвобождается энергия, давление в цилиндре су щественно возрастает, и поршень движется вниз, поворачивая при этом коленчатый вал.
Такт выхлопа используется для освобождения ци линдра от газообразных продуктов сгорания. Он начинается, когда открывается выпускной клапан, и поршень снова движется вверх.
Даже когда двигатель работает на малых оборотах, этот четырёхтактный цикл происходит несколько сот раз в минуту (рис. 6-5). В четырёхцилиндровом
двигателе рабочие ходы каждого цилиндра равно мерно чередуются. За счёт этого двигатель уравно вешивается, поскольку все поршни одновременно приходят в крайние положения (два вверх и два вниз). Постоянное вращение коленчатого вала сохраняется за счёт точного распределения по времени рабочих ходов всех цилиндров. Длительная работа двигателя воз можна только при надлежащем функционировании вспомогательных систем, таких как системы забора воздуха, зажигания, топливная, масляная, системы охлаждения и выхлопная.
У истоков последних достижений в области инжене рии авиационных поршневых двигателей стоял немец кий инженер и предприниматель Франк Тилерт. В 60-х годах прошлого века он задался целью создать авиад вигатель, который, подобно автомобильному, работал бы на дизельном топливе. Преимущества дизельного поршневого двигателя вытекают из того факта, что дизельное топливо и керосин сходны по физическим свойствам. ЛА, оснащённый дизельным двигателем, может быть заправлен стандартным авиационным ке росином, что обеспечивает большую независимость, повышает надёжность, снижает расход топлива и экс плуатационные расходы.
Впускной клапан Выхлопной клапан

Коленчатый вал Шатун
Всасывание 2. Сжатие

3. Рабочий ход 4. Выхлоп
Рис. 6-5. Стрелки указывают направление движения коленчатого вала и поршня во время четырёхтактного цикла.
В 1999 годуТилерт создал компанию «Тилерт Эркрафт Энжинс» (ТАЕ), которая должна была разработать, спроектировать, сертифицировать и начать производ ство новейшего двигателя внутреннего сгорания, ра ботающего на авиационном керосине и предназначен ного для применения в авиации общего назначения. К марту 2001 года был создан прототип, ставший первым сертифицированным дизельным авиадвигателем со времен Второй мировой войны. В настоящее время ТАЕ продолжает проектировать и выпускать дизельные двигатели. Другие производители, как, например, ком пания SMA (Франция), также производят поршневые двигатели на авиационном керосине. Двигатели ком пании ТАЕ устанавливаются на такие лёгкие самолёты, как одномоторный «Даймонд DA40» и двухмоторный
«Даймонд DA42». Это первые дизельные авиадвига тели, которые были сертифицированы как компонент летательного аппарата.
Помимо этого, компания ТАЕ получила право устанавливать свои двигатели на некоторые модели самолётов семейств «Цессна-172» и «Пайпер РА-28». Поршневые двигатели на авиационном керосине про должают совершенствоваться. На ЛА, комплектую щиеся такими двигателями, обычно устанавливается электронно-цифровая система управления двигателем (FADEC, подробнее будет обсуждаться ниже), которая упрощает процесс управления двигателем и миними зирует расход топлива. К 2007 году совокупный налёт различных ЛА с поршневыми двигателями на авиаци онном керосине превысил 600 тыс. самолёто-часов.
Воздушный винт
Воздушный винт представляет собой вращающуюся аэродинамическую поверхность, поэтому он подчиня ется принципам индуктивного сопротивления, свали вания и другим законам аэродинамики, применимым к любому крылу. Воздушный винт создаёт тягу доста точной силы, чтобы тянуть (в некоторых случаях - толкать) ЛА сквозь воздух. Энергия двигателя вращает воздушный винт, а он, в свою очередь, создаёт тягу, аналогично тому, как крыло создаёт подъёмную силу. Величина создаваемой тяги зависит от формы аэро динамической поверхности, угла атаки лопастей воз душного винта и частоты вращения двигателя. Сам воздушный винт имеет изогнутую форму, так что угол установки лопасти меняется от законцовки к втулке. Угол набегания и шаг воздушного винта максимальны у втулки и минимальны у законцовки лопасти (рис. 6-6).
Цель изгиба лопасти - обеспечить возникновение одинаковой подъёмной силы от втулки к законцовке. При вращении лопасти различные точки на её по верхности движутся с разной истинной скоростью.

Рис. 6-6. Изменение конфигурации лопасти воздушного винта от втулки к законцовке.
Законцовка лопасти движется быстрее, чем область возле втулки, поскольку за одно и то же время первая проходит большее расстояние, чем вторая (рис. 6-7). Изменяя угол набегания (шаг) от законцовки к втулке в соответствии со скоростью каждой точки лопасти, можно достичь одинаковой подъёмной силы по всей её длине.

Рис. 6-7. Соотношение пройдённого расстояния и скорости различных областей лопасти воздушного винта.
Лопасть, у которой угол набегания был бы одинаков по всей её длине, оказалась бы неэффективной, по скольку по мере увеличения воздушной скорости во время полёта область возле втулки начинала бы дви гаться с отрицательным УА, в то время как законцовка входила бы в сваливание.
Лёгкие самолёты оснащаются тем или иным из двух разновидностей воздушного винта: с постоянным или изменяемым шагом лопастей.
Воздушный винт постоянного шага
Воздушный винт с фиксированным углом установки лопастей называется винтом постоянного шага. Шаг такого воздушного винта устанавливается производи телем и не может быть изменён. Поскольку воздушный винт постоянного шага достигает наилучшей произ водительности только при определённом сочетании воздушной скорости и частоты вращения двигателя, установленный шаг не может быть идеальным ни в крейсерском режиме, ни при наборе высоты. Таким об разом, ЛА с таким воздушным винтом не может быть максимально эффективным ни в одном полётном ре жиме. Воздушный винт постоянного шага использу ется, когда необходимо добиться малого веса, про стоты и низкой стоимости ЛА.
Существует два типа винтов постоянного шага: тан гажный и маршевый. Выбор типа воздушного винта за висит от предполагаемого назначения ЛА. Тангажный винт имеет меньший шаг, а значит, испытывает мень шее лобовое сопротивление. Это позволяет повысить обороты двигателя и его мощность, что повышает эф фективность ЛА во время взлёта и набора высоты, но снижает её при полёте в крейсерском режиме.
Маршевый воздушный винт имеет больший шаг, от сюда и большее лобовое сопротивление. Обороты дви гателя и мощность ниже, чем в первом случае, а значит, эффективность во время взлёта и набора высоты сни жается, а в крейсерском режиме - повышается.
Воздушный винт обычно крепится на валу, который может быть продолжением коленчатого вала двигателя. В этом случае частота вращения воздушного винта и коленчатого вала совпадают. Иногда воздушный винт устанавливается на валу, соединяющемся с коленча тым валом через зубчатую передачу. В таком варианте частота вращения винта и двигателя различны.
На ЛА с винтом постоянного шага тахометр отобра жает мощность двигателя (рис. 6-8). Шкала тахометра калибруется в сотнях оборотов в минуту (rpm), и изме ренная величина напрямую указывает на частоту вра щения двигателя и воздушного винта. Прибор имеет цветную маркировку шкалы: зелёная дуга обозначает максимальную частоту вращения при непрерывной эксплуатации. На шкалах некоторых тахометров, по мимо этого, указываются предельные частоты вра щения двигателя и/или воздушного винта. Чтобы из бежать каких-либо разночтений при съёме показаний тахометра, следует внимательно изучить рекоменда ции производителя.
Для управления оборотами двигателя используется ручка газа, которая контролирует интенсивность по ступления воздушно-топливной смеси в двигатель. При полёте на постоянной высоте изменения в показаниях

Рис. 6-8. Тахометр отображает частоту вращения двигателя.
тахометра напрямую отражают изменение полезной мощности двигателя.
Однако при увеличении рабочей высоты эта прямая зависимость может быть нарушена. Например, частота вращения двигателя 2300 об/мин на высоте 1,5 км создаёт меньшую мощность, чем такая же частота на уровне моря, поскольку полезная мощность зависит от плотности воздуха. С увеличением высоты плотность воздуха падает, а со снижением плотности (с повыше нием высоты по плотности) падает и полезная мощ ность двигателя. Поэтому для сохранения полезной мощности при изменении высоты необходимо изме нить положение ручки газа. Чтобы мощность не упала при увеличении высоты, газ необходимо прибавить.
Воздушный винт изменяемого шага
Воздушный винт изменяемого шага был предшествен ником винтов постоянной скорости. Шаг лопастей такого винта может быть отрегулирован на земле с выключенным двигателем, но в полёте это сделать невозможно. Его также называют винтом с перестав ляемыми на земле лопастями. К 30-м годам ХХ века авиаконструкторы заложили базу для создания автома тических механизмов изменения шага винта, поэтому так иногда называют воздушные винты постоянной скорости, регулируемые во время полёта.
Первые винты изменяемого шага допускали только два положения лопастей: высокий и низкий шаг. Сегодня большинство таких винтов позволяют регули ровать шаг в широком диапазоне.
Воздушный винт постоянной скорости - это управ ляемый винт изменяемого шага, который управляется автоматическим регулятором шага так, чтобы сохра нять неизменную частоту вращения вне зависимости от изменений аэродинамической нагрузки. Это наи более распространённый вид винтов изменяемого
шага. Главным преимуществом винта с постоянной скоростью является высокий кпд, с которым он спосо бен преобразовывать тормозную мощность в тяговую в очень широком диапазоне сочетаний частот вращения и воздушных скоростей. Воздушный винт постоянной скорости эффективнее винтов других типов, поскольку обеспечивает возможность выбора необходимой ча стоты вращения двигателя в любых полётных условиях. ЛА с воздушным винтом постоянной скорости имеет два органа управления: ручка газа и ручка управле ния воздушным винтом. Первый управляет уровнем полезной мощности, а второй - частотой вращения двигателя. При этом, в свою очередь, регулируется частота вращения воздушного винта, которая ото
бражается на тахометре.
Как только определённая частота вращения достиг нута, регулятор автоматически меняет угол установки лопастей так, чтобы сохранить установленную частоту. Например, если при полёте в крейсерском режиме по сле установки заданной частоты вращения увеличива ется воздушная скорость или падает нагрузка на винт, угол установки лопастей увеличивается на величину, необходимую для сохранения частоты вращения. Соответственно, уменьшение воздушной скорости или повышение нагрузки на винт вызывают уменьшение угла установки лопастей.
Диапазон скоростей воздушного винта постоянной скорости, ограничиваемый упорами высокого и низ кого шагов, одновременно является диапазоном воз можных углов установки лопастей. До тех пор, пока лопасть при изменении угла не достигнет одного из упоров, частота вращения будет сохраняться постоян ной. После того, как лопасть достигнет упора, частота вращения двигателя будет изменяться как в случае винта постоянного шага. При этом будут происходить соответствующие изменения в воздушной скорости и нагрузке на винт. Например, если при установленной частоте вращения скорость ЛА упадёт настолько, что лопасти достигнут упора низкого шага, дальнейшее падение скорости приведёт к падению частоты враще ния двигателя. То же самое происходит и при увеличе нии воздушной скорости. Когда воздушная скорость растёт, угол установки лопастей увеличивается до тех пор, пока лопасти не достигнут упора высокого шага. Дальнейшее увеличение угла установки лопастей невозможно, и частота вращения двигателя начи нает расти.
На ЛА, оснащённых воздушным винтом постоянной скорости, полезная мощность двигателя контролиру ется ручкой газа и отображается на манометре наддува. Манометр измеряет абсолютное давление воздушно-то пливной смеси внутри впускного коллектора (наддув). При постоянной частоте вращения двигателя и высоте
полезная мощность напрямую зависит от количества воздушно-топливной смеси, поступающего в камеру сгорания. При прибавлении газа в двигатель начинает поступать большее количество смеси, и наддув возрас тает. При выключенном двигателе манометр наддува отображает давление окружающего воздуха (1 бар). Во время запуска двигателя показания манометра над дува падают ниже уровня давления окружающего воз духа (например, 0,3 бара). Отказ двигателя или потеря мощности отображаются на манометре наддува как увеличение давления внутри впускного коллектора до величины, соответствующей давлению окружающего воздуха на высоте, где это произошло (рис. 6-9).

Рис. 6-9. Манометр наддува отображает полезную мощность двигателя.
Манометр наддува имеет цветовую разметку шкалы, которая указывает на эксплуатационный диапазон двигателя. Шкала содержит дугу зелёного цвета, со ответствующую нормальному эксплуатационному диапазону, и красную метку, указывающую на верхний предел давления в коллекторе.
Эта величина не должна быть превышена при любой частоте вращения двигателя. Если давление во вход ном коллекторе избыточно, в цилиндрах также воз никает избыточное давление, что создаёт чрезмерную нагрузку на них. Если это повторяется достаточно ча сто, конструкция цилиндра может быть ослаблена, что рано или поздно приведёт к отказу двигателя.
Пилот может избежать излишней нагрузки на ци линдр, если будет постоянно контролировать частоту вращения, особенно при увеличении давления над дува. Для сохранения правильного соотношения между частотой вращения и давлением во входном коллекторе обратитесь к рекомендациям производи теля двигателя.
Для того, чтобы избежать перегрузки двигателя при изменении давления наддува и частоты вращения, от регулируйте мощность в следующем порядке:
при снижении мощности перед снижением ча стоты вращения уменьшите давление наддува. Если частота вращения будет снижена раньше, давление во впускном коллекторе автоматически возрастёт и может превысить предел, установлен ный производителем;
при повышении мощности действуйте в обратном порядке - сначала повышайте частоту вращения, а затем давление наддува;
в случае радиального двигателя, для предотвра щения его повреждения максимально сократите время работы на предельных оборотах и с предель ным давлением в коллекторе. Избегайте эксплуа тации двигателя на предельных оборотах и с низ ким давлением наддува.
Для предотвращения сильного износа, усталости материалов и повреждения высокопроизводительных поршневых двигателей следуйте рекомендациям про изводителей двигателя и/или ЛА.
Система питания двигателя
Система питания двигателя (СПД) обеспечивает посту пление в двигатель наружного воздуха, смешение его с топливом и доставку воздушно-топливной смеси в ци линдр, где происходит её сгорание. Наружный воздух поступает в СПД через впускное отверстие в передней части кожуха двигателя. Это отверстие обычно содер жит воздушный фильтр, препятствующий попаданию в двигатель пыли и других посторонних объектов. Поскольку фильтр время от времени забивается, дол жен быть предусмотрен дополнительный источник воздуха. Обычно таким источником является сама внутренняя область кожуха, куда воздух попадает, минуя воздушный фильтр. Некоторые дополнительные источники воздуха функционируют автоматически, другие - в ручном режиме.
В малой авиации наиболее часто используются два типаСПД:
карбюраторная система, где перед поступлением во входной коллектор топливо и воздух смешива ются в карбюраторе;
система впрыска топлива, где топливо и воздух смешиваются непосредственно перед поступле нием в цилиндр, либо впрыскиваются прямо в ци линдр и смешиваются уже в нём.
Карбюраторные системы
Карбюраторы бывают поплавкового либо прямого типа. Карбюраторы поплавкового типа, укомплектованные системой малого газа, жиклёром приёмистости, регу лятором качества смеси, механизмом остановки при
малом газе и системой обогащения, вероятно, явля ются, наиболее распространёнными из всех типов кар бюраторов. Карбюраторы прямого типа на малых само лётах обычно не устанавливаются. Основное различие между карбюраторами поплавкового и прямого типов заключается в способе подачи топлива. В карбюрато рах прямого типа топливо подаётся под давлением, создаваемым топливным насосом.
Принцип действия карбюратора поплавкового типа следующий. Перед тем, как попасть в двигатель, на ружный воздух проходит через воздушный фильтр, обычно установленный в воздухозаборнике в передней части кожуха двигателя. Отфильтрованный воздух попадает в карбюратор через узкую горловину, на зываемую диффузором. Когда воздух проходит через диффузор, возникает область низкого давления, кото рая заставляет топливо течь через жиклёр - калибро ванное отверстие, расположенное в передней части по плавковой камеры карбюратора. Затем струя топлива и воздушный поток встречаются, и образуется воз душно-топливная смесь (рис. 6-10). Она проходит че рез впускной коллектор и попадает в камеру сгорания, где воспламеняется.
Карбюратор поплавкового типа получил своё назва ние от поплавка, который плавает в топливе внутри по плавковой камеры. К нему прикреплена запорная игла, которая открывает и закрывает отверстие в нижней части поплавковой камеры. Таким образом, регулиру ется правильное количество топлива в карбюраторе, зависящее от положения поплавка, которое, в свою очередь, определяется уровнем топлива в поплавковой камере. Когда уровень топлива повышается, поплавок поднимается, запорная игла закрывает топливное от верстие и перекрывает подачу топлива в карбюратор. Когда уровень топлива снова падает, запорная игла от крывает отверстие, и подача топлива возобновляется. Подачу воздушно-топливной смеси в камеру сгорания регулирует дроссельный кран, который управляется ручкой газа в кабине пилота.
Карбюратор поплавкового типа имеет несколько су щественных недостатков. Прежде всего, представьте себе влияние резкого манёвра ЛА на работу такого кар бюратора. Далее, тот факт, что топливо подаётся под низким давлением, приводит к неполному испарению и затруднениям с подачей топлива в некоторых двига телях с нагнетателем. Однако главным недостатком та ких карбюраторов является их подверженность обледе нению. Поскольку в карбюраторах поплавкового типа топливо подаётся в зону низкого давления, жиклёр должен быть расположен у горловины диффузора, а дроссельный кран должен располагаться над жиклёром со стороны двигателя. Это означает, что, вследствие испарения топлива, внутри диффузора происходит

Смесь топлива и воздуха,
пос-rупающая в камеру сгорания.
Поплавковая камера Уровень топлива контролируется поплавком.
Впуск топлива
Топливопопадает в карбюратор через впускной коллектор.
Дроссельный кран ------1 :=:;:=:=:
Контролирует приток смеси
топлива/воздуха. Управляется ручкой газа в кабине пилота.
Топливо
Диффузор ;:!::=!;'
Создаёт область
низкого давления.
Жиклёр --------f
•iitll
Перепаддавлений заставляет топливо пос-rупать в диффузор через жиклёр.
Воэдухоотвод
Через воздухоотвод воздух перед смешением
Игольчатый клапан Игольчатый клапан позволяет контролироватьподачу топлива к жиклёру. Его положением можно управлять
через регулятор смеси.
Воэдухоприёмное отверстие Воздух пос-rупает в карбюратор через воздухоприёмное отверстие.
Рис. 6-10. Карбюратор поплавкового типа.
с топливом отводится от жиклёра, что позволяет снизить плотность топлива и обеспечить
полное испарение.
падение температуры. В результате на диффузоре и дроссельном кране с лёгкостью образуется наледь.
В карбюраторе прямого типа топливо, добавляемое в поток воздуха, находится под давлением, существенно превышающим атмосферное. Это приводит к более полному испарению топлива и позволяет смешивать его с воздушным потоком в точке между дроссельным краном и двигателем. Если жиклёр располагается в этом месте, падение температуры из-за испарения то плива происходит после того, как воздух прошёл через дроссельный кран, и тепло двигателя будет компенси ровать это падение. Таким образом, отсутствует опас ность обледенения при испарении топлива. Быстрое маневрирование и турбулентность практически не влияют на работу карбюратора закрытого типа, по скольку камера сгорания остаётся наполненной в лю бых полётных условиях.
Регулятор качества смеси
Карбюраторы обычно калибруются при атмосферном давлении на уровне моря. В этих условиях правиль ное соотношения топлива и воздуха в смеси дости гается, когда регулятор качества смеси установлен в
положение FULL RICH («полное обогащение»). Однако с увеличением высоты плотность поступающего в кар бюратор воздуха падает, в то время как плотность то плива остаётся неизменной. Поэтому смесь становится всё более обогащённой, что может привести к сбоям в работе двигателя и значительной потере мощности. Сбои в работе двигателя обычно связаны с перебоями в работе свечи зажигания, вызванным накоплением на ней нагара. Нагар оседает на свече потому, что обога щённая смесь снижает температуру внутри цилиндра, препятствуя полному сгоранию топлива. Такое может произойти в ходе контрольного прогона двигателя перед взлётом на высокогорных аэродромах или в ре жиме крейсерского полёта на больших высотах. Чтобы сохранить правильное соотношение топлива/воздуха в смеси, она должна быть обеднена с помощью регуля тора качества смеси. Обеднение смеси означает сокра щение притока топлива, что компенсирует снижение плотности воздуха на больших высотах.
Во время снижения с большой высоты смесь должна быть обогащена, в противном случае она станет слиш ком обеднённой. Чрезмерно обеднённая смесь вызы вает детонации, что может привести к неуравновешен ности двигателя, его перегреву и падению мощности.
Лучший способ сохранять правильное соотношение то плива/воздуха - это отслеживать температуру двига теля и, при необходимости, обогащать смесь. Контроль состояния смеси и экономия топлива для двигателей с непосредственным впрыском топлива обеспечивается с помощью индикатора температуры выхлопных га зов. Поскольку правильное соотношение топлива/воз духа в смеси различно для разных ЛА, для определения этого соотношения необходимо обратиться к руковод ству по лётной эксплуатации или инструкции пилота для конкретного ЛА.
Обледенение карбюратора
Как было сказано ранее, недостатком карбюратора по плавкового типа является его склонность к обледене нию. Обледенение карбюратора связано с испарением топлива и снижением воздушного давления в диффу зоре, что приводит к резкому падению температуры карбюратора. Если она падает до нуля и ниже, содер жащиеся в воздухе водяные пары конденсируются, и на внутренних поверхностях карбюратора (в том числе, на дроссельном кране) может образовываться наледь (рис. 6-11).
Воздушно-топливная
К двигателю смесь

Входящий воздух
..
Рис. 6-11. Образование наледи на карбюраторе может уменьшить или полностью прекратить поступление рабочей смеси в двигатель.
Падение температуры в карбюраторе связано не только с испарением топлива, но и с падением воз душного давления. Наледь обычно образуется в обла стях, прилегающих к дроссельному крану и горловине диффузора. Это ограничивает приток рабочей смеси в двигатель и приводит к снижению мощности. При
100%
90%
:а 80%
1
1 i

f i 1
111 о
1 11 lll llllllllll!!ll 1111111 1
1 1 111111111111111111111111
определённой толщине слоя льда двигатель может во
j 70% 1
Обледенение карбюратора возможно
1
обще прекратить работу. Обледенение карбюратора чаще всего происходит при температуре ниже 21 °С и относительной влажности выше 80%. Из-за резкого ох
лаждения, происходящего в карбюраторе, обледенение
60%
.
50%
11 11
1 1
1 1
1
11 1 11
11 11
1 1
1 1 1
1 1
i
1 1 1
1
1
может возникнуть даже при температуре 38 °С и влаж ности 50%. Температура в карбюраторе может падать на 30-40 °С. Таким образом, при температуре наруж ного воздуха 37 °С температура в карбюраторе может опуститься до -3 °С (рис. 6-12).
Первым показателем обледенения карбюратора на ЛА с воздушным винтом постоянного шага является падение оборотов двигателя, за которым могут после довать сбои в его работе. В случае ЛА с воздушным вин том постоянной скорости на обледенение карбюратора обычно указывает падение показаний манометра над дува без снижения частоты вращения. Дело в том, что шаг винта автоматически меняется, чтобы компенси ровать потерю мощности. Поэтому частота вращения останется постоянной.
Хотя обледенение карбюратора может наступить в любой фазе полёта, оно представляет особенную опас ность во время снижения, когда мощность двигателя
20°F/-?°C з2°FJ0°c 70°F/21°C 100°F/38°C
Темпера,уранаружного воздуха
Рис. 6-12. Хотя обледенение карбюратора чаще всего наступает в диапазонах температур и давления, обозначенных на приведённом графике, это может произойти и в иных атмосферных условиях.
падает. В определённых условиях, обледенение карбю ратора может остаться незамеченным до тех пор, пока запаса мощности двигателя хватает, чтобы компенси ровать падение оборотов. Для борьбы с эффектом об леденения двигатели с карбюраторами поплавкового типа оснащаются системами подогрева карбюратора.
Системы подогрева карбюратора (СПК)
Для подогрева карбюратора используются противооб леденительные системы, подогревающие воздух перед его попаданием в карбюратор. Предназначение этих си стем - удерживать температуру воздушно-топливной
смеси на уровне выше температуры замерзания воды, предотвращая образование наледи. СПК могут приме няться для того, чтобы растопить уже образовавшийся в карбюраторе лёд (если его не слишком много), но лучше всего использовать их в качестве предупре дительной меры. Помимо этого, СПК могут быть ис пользованы как дополнительный источник воздуха, если входной фильтр забьётся, например, в результате внезапного или неожиданного обледенения фюзеляжа. Работоспособность СПК должна быть проверена во время контрольного прогона двигателя перед взлётом. При использовании СПК придерживайтесь рекоменда ций производителя.
Когда атмосферные условия благоприятны для обра зования наледи на карбюраторе, необходимо периоди чески проверять, не началось ли обледенение. При его обнаружении следует немедленно включить СПК на полную мощность и оставить её в таком режиме до тех пор, пока не будет полной уверенности в устранении наледи. Частичный или кратковременный подогрев может лишь усугубить ситуацию. При значительном уровне обледенения необходимо оставить СПК в ре жиме постоянной полной мощности, чтобы предотвра тить дальнейшее образование льда. Некоторые двига тели оснащаются датчиком температуры карбюратора, который чрезвычайно полезен при использовании СПК. При снижении оборотов во время полёта двигатель быстро охлаждается, и испарение топлива начинает идти менее интенсивно, чем при тёплом двигателе. В таких условиях двигатель в большей степени подвер жен обледенению карбюратора. Если есть основания ожидать обледенения карбюратора и предполагается движение со сниженными оборотами, необходимо установить СПК в положение полной мощности и оста вить её в таком режиме на всё время полёта со сни женными оборотами. Нагрев будет способствовать лучшему испарению топлива и поможет предотвра тить образование карбюраторного льда. Необходимо периодически на несколько секунд давать полный газ, не позволяя двигателю охлаждаться; в противном случае, мощности СПК может не хватить для предот
вращения обледенения.
При использовании СПК мощность двигателя падает, иногда до 15%, поскольку при подогреве плотность воздуха, попадающего в двигатель, уменьшается. Это приводит к дополнительному обогащению рабочей смеси. Если в карбюраторе ЛА с воздушным винтом постоянного шага образовалась наледь, обороты дви гателя снижаются, а после включения СПК (по мере таяния льда) постепенно возрастают. Помимо этого, после устранения наледи двигатель будет работать более ровно. Если СПК включена, а лёд в карбюраторе отсутствует, обороты упадут и затем будут оставаться
неизменными. Если наледь образуется в карбюра торе ЛА с воздушным винтом постоянной скорости и включена СПК, показания манометра наддува вначале снизятся, а затем начнут постепенно расти. Если СПК включена, а лёд в карбюраторе отсутствует, посте пенный рост показаний манометра наддува начнётся только после её выключения.
Для пилота чрезвычайно важно своевременно от реагировать на образование карбюраторного льда, поскольку в противном случае может произойти сни жение мощности двигателя, потеря высоты и/или воз душной скорости. Иногда это может сопровождаться вибрацией или сбоями в работе двигателя. Как только выявлено падение мощности, следует предпринять немедленные действия для устранения наледи, уже образовавшейся в карбюраторе, и предотвращения дальнейшего накапливания льда. Для этого необхо димо включить СПК на полную мощность, что вызовет дальнейшее снижение мощности, а также, возможно, сбои в работе двигателя, связанные с попаданием та ющего льда в рабочую смесь. Подобные явления могут продолжаться от 30 секунд до нескольких минут, в за висимости от толщины ледового слоя. В течение этого времени пилот не должен поддаваться искушению сни зить мощность СПК. Карбюратор должен оставаться в режиме полного подогрева до тех пор, пока мощность не вернётся к нормальному уровню.
Поскольку использование СПК ведёт к снижению
мощности двигателя и увеличению его рабочей тем пературы, не следует включать систему, когда необхо дима полная мощность (например, при взлёте) или во время нормальной работы двигателя. Включение СПК должно производиться только для устранения карбю раторного льда или проверки его наличия.
Датчик воздушной температуры карбюратора
На некоторых ЛА устанавливается датчик воздушной температуры карбюратора (ДВТК), помогающий вы явить условия для образования наледи в карбюраторе.
Циферблат ДВТК обычно маркирован в градусах Цельсия, и на нём имеется жёлтая дуга, обозначающая диапазон температур, при которых может возникнуть обледенение карбюратора. Как правило, эти темпера туры варьируются в диапазоне от -15° С до +5° С. Если показатели воздушной температуры и влажности та ковы, что образование льда маловероятно, двигатель может эксплуатироваться в нормальном режиме, даже если показания ДВТК находятся в жёлтом диапазоне. Если атмосферные условия способствуют образованию карбюраторного льда, следует внимательно следить, чтобы показания ДВТК не оказались внутри жёлтого диапазона. Для этого необходимо включить СПК.

Топливонасос с приводом от двигателя
Топливопровод Коллектор
топливопровода
Блок управления
1:1--- составом рабочей смеси
Рис. 6-13. Система впрыска топлива.
На шкале некоторых ДВТК имеется красная метка, указывающая на максимальную температуру воздуха на впуске в карбюратор, рекомендуемую произво дителем двигателя. На циферблате также может при сутствовать зелёная дуга, обозначающая нормальный рабочий диапазон температур.
Датчик температуры наружного воздуха
Большинство ЛА оборудуются датчиками температуры наружного воздуха, шкала которых может размечаться как в градусах Цельсия, так и в градусах Фаренгейта. Эти датчики отображают температуру окружающего или наружного воздуха, что необходимо для расчёта истинной воздушной скорости, а также помогает вы явить условия для возникновения обледенения.
Системы впрыска топлива
Системы впрыска топлива обеспечивают подачу то плива непосредственно в цилиндры или в коллектор перед впускным клапаном. Впускной коллектор в системах с впрыском топлива аналогичен тем, что используются в карбюраторных системах, и имеет вспомогательный вход воздуха, расположенный под капотом двигателя. Это источник задействуется, если приток наружного воздуха по каким-то причинам
затруднён. Включение вспомогательного источника воздуха обычно происходит в автоматическом режиме с возможностью резервного ручного управления, ко торое применяется, если автоматическое включение не срабатывает.
В систему впрыска топлива обычно входят шесть ос новных компонентов: топливный насос с приводом от двигателя, устройство управления воздушно-топлив ной смесью, топливный коллектор (распределитель топлива), коллектор цилиндров, вспомогательный топливный насос и индикаторы давления/расхода то плива (рис. 6-13).
Вспомогательный топливный насос обеспечивает по дачу топлива под давлением к устройству управления воздушно-топливной смесью во время пуска двигателя и/или в аварийный ситуациях. После пуска двигателя топливный насос с приводом от двигателя под давле нием подаёт топливо из топливного бака к устройству управления воздушно-топливной смесью. Это устрой ство, фактически выполняющее функции карбюратора, регулирует количество топлива на основе установлен ных параметров качества рабочей смеси и подаёт его к клапану топливного коллектора в объёме, опреде ляемом положением рукоятки газа. Пройдя через ин жектор топливного коллектора, воздушно-топливная смесь поступает в коллекторы цилиндров, которые на правляют её во впускное отверстие каждого цилиндра.
Считается, что системы впрыска топлива в меньшей степени подвержены обледенению, чем карбюратор ные системы, и тем не менее, обледенение воздухоза борников может произойти при любой конструкции двигателя. Подобное обледенение возникает, когда наледь, образующаяся на внешней поверхности ЛА, перекрывает отверстия в фюзеляже (например, возду хозаборники системы впрыска топлива).
Преимущества системы впрыска топлива:
сниженное образование наледи от испарения;
уменьшение расхода горючего;
несколько более быстрая реакция на перемещение ручки газа;
точный контроль состава смеси;
лучшее распределение топлива;
значительно более стабильный запуск двигателя в холодную погоду.
Недостатки:
сложности при запуске разогретого двигателя;
образование паровых пробок при работе двигателя на земле в жаркие дни;
проблемы при повторном запуске двигателя, за глохшего из-за нехватки топлива.
Нагнетатели и турбонагнетатели воздуха
Стремясь повысить мощность выпускаемых двига телей, производители разработали системы при нудительного наддува, которые носят название нагнетателей или турбокомпрессоров (устройств тур бонаддува). Обе системы сжимают входящий воздух, увеличивая его плотность. Главное отличие между этими системами заключается в источнике питания. Нагнетатель представляет собой воздушный насос или компрессор с приводом от двигателя, в то время как турбокомпрессор питается энергией выхлопных газов, которые проходят сквозь турбину, приводящую во вращение ротор компрессора. ЛА с такими систе мами комплектуются манометрами наддува, измеря ющими давление выше атмосферного.
В стандартный день на уровне моря с выключенным двигателем манометр наддува показывает абсолют ное давление окружающего воздуха на уровне 1 бар (1000 мбар). Поскольку атмосферное давление падает примерно на 100 мбар при увеличении высоты на 1000 м, на аэродроме, расположенном на высоте 2 км на уровне моря, в условиях стандартного дня манометр наддува покажет примерно 800 мбар.
Набирая высоту, ЛА с естественным наддувом дви гателя в конце концов достигнет такого значения вы соты, на которой давление во входном коллекторе ста нет недостаточным для дальнейшего подъёма. Этот высотный предел называется практическим потолком
ЛА и напрямую зависит от способности двигателя обе спечивать выходную мощность. Если, за счёт примене ния нагнетателя или турбонаддува, в двигатель посту пает сжатый воздух, практический потолок ЛА может быть увеличен. Оборудованный одной из этих систем ЛА может эксплуатироваться на больших высотах и с большими истинными воздушными скоростями. Это повышает его способность огибать области с неблаго приятными погодными условиями.
Нагнетатели
Нагнетатель - это воздушный насос или компрессор с приводом от двигателя, который обеспечивает подачу в двигатель сжатого воздуха, создавая дополнительное давление на поступающий извне воздух и тем самым увеличивая мощность двигателя. Результатом работы нагнетателя является повышение давления во впуск ном коллекторе. Чем выше давление в коллекторе, тем больше плотность рабочей смеси и, как следствие, выходная мощность двигателя. При обычном наддуве давление в коллекторе не может превышать атмосфер ное, а нагнетатель способен повысить его более чем на 1 бар.
Например, на высоте 2,5 км обычный двигатель может обеспечить примерно 75% своей мощности на среднем уровне моря (СУМ), поскольку с увеличением высоты плотность воздуха падает. Сжимая поступаю щий снаружи воздух, нагнетатель повышает его плот ность и позволяет двигателю обеспечить то же дав ление наддува, что и на уровне моря. Таким образом, на высоте 2,5 км над СУМ такой двигатель может обе спечить давление наддува 850 мбар, в то время как без нагнетателя - только 750 мбар. Нагнетатели особенно эффективны на значительных высотах (более 5 км), где плотность воздуха по сравнению с уровнем моря па дает вдвое. Чаще всего нагнетатель подаёт в двигатель воздух той же плотности, что и на уровне моря.
Системы принудительного наддува воздуха состоят из тех же компонентов, что и системы с естественным наддувом, с добавлением нагнетателя между расходо мером топлива и впускным коллектором. Нагнетатель приводится во вращение двигателем через зубчатую передачу, которая бывает одно- или двухскоростной, либо имеет регулируемую скорость. Помимо этого, нагнетатель может иметь одну или несколько ступе ней, каждая из которых обеспечивает дополнительное увеличение давления. В зависимости от числа этапов сжатия воздух нагнетатели делятся на одно-, двух- и многоступенчатые.
Первые модели нагнетателей были одноступенча тыми и односкоростными. Такие нагнетатели обычно называют невысотными. Двигатель, оборудованный

![]()
![]()
1 '1
: 1, ' 1
1 1 !
Двигатель с двухскоросniЫМ нагнетателем
В нормальных условиях при взлёте нагнетатель уста навливается в нижнее значение наддува. В этом режиме
,._ 1
i
l 1 1 - -
1 1,I , 1 '1
,!,! 11 1 : 1 ,- ., Beм,e;!-jJ. ; ' 1, ! 1 'j
1. 1 , 111 ,Т:--r-r-,lнап. чен ;1J i
двигатель функционирует как невысотный, и его вы ходная мощность падает с увеличением высоты полёта.
Однако, как только самолёт достигает установленной
t; !,. !; 1 ,.;.
1 111 1
высоты, пилот снижает обороты двигателя и переводит
O '{... 1
.::
: 1: 1 1 ...._, -- \1
.
f-f,r-'!!,',.d-....._--+,+,f+t!+r.т.,_,,+,_h,, .....;.-J-.-1i_-j--LL---!-J...,..L-+-'r'--Н,.!;!++--++++1t-l· ++tl +tl
![]()
1 1 •
н'++-1с1+1-++--1++-i-',.._'!'1-tид.,г.;.-щ,,;;е,,• IJ#, ! :i 1 1 1 - ,- :-1
!
,f i , •н;:,'..,l,k,;.н/1-++-н+++++нl-н-н+ж
t-ttt-tt·н+'it-tt+tltttttltttт1t'mlн+1m''-fi-1+1mffн+• mi н+"t t-f1'1-i-...i±t+++-lг++н-t+Н
1
д5' н+-+J-Н.,++j++--,-1н-"-rj+++--+,l+н--"' -ч' +++-f+-+ l-+j!++!++\-'+++-'-"''1-1-'-',_1f-'-.J.++; ++1 -н+ч
' 1
1111 ' 1 l'il : ' 11
нагнетатель в верхнее значение наддува. После этого с помощью ручки газа устанавливается желаемое дав ление наддува. Двигатели, оснащённые нагнетателями такого типа, называются высотными (рис. 6-14).
Турбонаддув
1 i ,11 ·1
1 il 1 : :,1:
'1 lil
Наиболее эффективным способом повысить выходную
i i'I
1 1 · 1 . 1 1 11
f 1 1 1 i'II 1 ,1 1 ,1
мощность двигателя является использование турбо наддува (турбокомпрессора). В таких нагнетателях
На уровне моря Высота по плотности
Рис. 6-14. Сравнение выходных мощностей двигателей с естественнымнаддувом и с одноступенчатым двухскоростным нагнетателем.
таким нагнетателем, называется невысотным двига телем. В невысотных нагнетателях используется един ственная крыльчатка с зубчатым приводом, вращаю щаяся с одной и той же скоростью на любой высоте. Недостатком таких нагнетателей является падение мощности двигателя с увеличением высоты.
Одноступенчатые односкоростные нагнетатели устанавливаются на многие высокопроизводительные радиальные двигатели. Воздухозаборники таких си стем обычно обращены вперёд, чтобы можно было в полной мере использовать скоростной напор воздуха. Входящий воздух проходит через воздуховоды в карбю ратор, где топливо отмеряется в определённой пропор ции к поступающему воздуху. Затем воздушно-топлив ная смесь поступает в нагнетатель (или в крыльчатку), где её течение ускоряется. Далее, смесь проходит через диффузор, где скорость воздуха преобразуется в энер гию давления. После сжатия смесь под высоким давле нием поступает в цилиндры.
Некоторые из больших радиальных двигателей, разработанных во время Второй мировой войны, имели одноступенчатый двухскоростной нагнетатель. В таких нагнетателях единственная крыльчатка может работать в двух скоростных режимах. Меньшую ско рость крыльчатки часто называют нижним значением наддува, а большую, соответственно, верхним значе нием. На самолётах, оснащённых двигателями с двух скоростным нагнетателем, в кабине пилотов имеется рычаг или переключатель, управляющий гидравличе ской муфтой, которая переключает крыльчатку с одной скорости на другую.
работа компрессора обеспечивается за счёт энергии потока выхлопных газов. Благодаря этому двигатели с турбонаддувом лишены главного недостатка на гнетателей с приводом от двигателя - того, что на их питание уходит значительная доля выходной мощно сти двигателя. Турбокомпрессор использует энергию выхлопа, которая в противном случае будет потеряна.
Вторым преимуществом турбонаддува над обыч ными нагнетателями является возможность сохранять контроль над мощностью двигателя на высотах от уровня моря и вплоть до критической высоты двига теля. Критическая высота двигателя - это максималь ная высота, до которой двигатель с турбонаддувом способен сохранять свою номинальную мощность. При превышении критической высоты двигателя вы ходная мощность начинает падать, как у двигателя с естественным наддувом.
Турбокомпрессор повышает давление входящего воздуха, что позволяет двигателю во время полёта развивать мощность, равную или превышающую его мощность на уровне моря. Турбокомпрессор состоит из двух основных элементов: компрессора и турбины. Секция компрессора включает в себя крыльчатку, вращающуюся с большой скоростью. Проходя через лопасти крыльчатки, воздух ускоряется, в результате чего его приток внутрь корпуса компрессора возрас тает. Благодаря работе крыльчатки, воздух попадает в двигатель уплотнённым и под давлением. На противо положном конце приводного вала крыльчатки распола гается турбина, которая приводится в движение про ходящими через неё выхлопными газами. Эта турбина, в свою очередь, обеспечивает вращение крыльчатки. Меняя интенсивность струи выхлопных газов, проходя щей через турбину, можно варьировать объём сжатого воздуха, поступающего в двигатель. Для изменения массы выхлопа, направленного на турбину, использу ется выпускной затвор, обычно представляющий из
Энциклопедиs пилота
![]()

![]()
Турбонагнетатель Состоит из турбины, вращающей под действием выхлопных газов,
и компрессора, сжимающего поступающий воздух.
Корпус дроссельной заслонки Заслонка регулирует воздушный поток, поступающий к двигателю.
Впускной коллектор
Сжатый воздух из турбонагнетателя поступает к цилиндрам.
![]()
![]()
Выброс выхлопных газов
Рис. 6-15. Компонентысистемы турбонаддува.
Выпускной затвор Контролирует количество выхлопных газов, проходящих через турбину. Положение затвора регулирует давлением масла в двигателе.
Воздухозаборник Входящий воздухпоступает в турбонагнетатель,
где подвергает сжатию.
Выхлопной коллектор Выхлопные газы поступают к турбине и вращают её,
а она, в свою очередь, приводит в движение ротор компрессора.
себя регулируемый клапан-бабочку. Когда он закрыт, большая часть выхлопных газов проходит через тур бину. Когда он открыт, выхлопные газы движутся мимо турбины и попадают непосредственно в выхлопную трубу двигателя (рис. 6-15).
Поскольку при сжатии температура газа возрастает, работающий турбонагнетатель повышает температуру поступающего в двигатель воздуха. Для снижения этой температуры и уменьшения риска детонации во многих двигателях используется промежуточный ох ладитель (интеркулер). Это небольшое теплообменное устройство, которое использует наружный воздух для охлаждения горячего сжатого воздуха перед его посту плением в блок управлением рабочей смеси.
Функционирование системы
В большинстве современных двигателей с турбонад дувом положение выпускного затвора контролируется чувствительным к давлению механизмом, снабжён ным гидроусилителем. В таких системах гидроусили тель автоматически устанавливается в положение, при котором желаемое давление наддува достигается про стым движением ручки газа.
В других конструкциях систем с турбонаддувом ис пользуется отдельное ручное управление положением
выпускного затвора. При эксплуатации таких систем необходимо внимательно следить за показаниями манометра наддува, чтобы определить, достигнуто ли желаемое давление в коллекторе. Системы с ручным управлением часто подвергаются послепродажным модификациям. В таких случаях необходима особая осторожность. Например, если выпускной затвор по сле снижения с большой высоты оставлен закрытым, давление наддува может превысить эксплуатационные ограничения двигателя. В такой ситуации, называемой
«овербуст", возможно возникновение значительныхде тонаций, связанных с обеднением рабочей смеси из-за повышения плотности воздуха при снижении.
Хотя системы с автоматическим управлением вы пускным затвором в меньшей степени подвержены овербусту, тем не менее, это не исключено. Если взлёт начинается, когда температура масла в двигателе ниже границы нормального эксплуатационного диапазона, холодное масло будет течь через гидроусилитель вы пускного затвора слишком медленно, что вызовет овер буст. Для предотвращения этого эффекта ручку газа нужно перемещать с осторожностью, чтобы не превы сить предельное значение давления наддува.
Пилот, управляющий ЛА с системой турбонаддува, должен знать её эксплуатационные ограничения. Например, при очень высоких температурах турбина
и крыльчатка турбонагнетателя могут вращаться с угловой скоростью более 80 тыс. об/мин. При высокой угловой скорости подшипники системы должны посто янно обеспечиваться моторным маслом, снижающим трение и температуру вращающихся частей. Для сохра нения достаточных смазочных свойств, перед увеличе нием оборотов двигателя температура масла должна находиться в пределах нормального эксплуатацион ного диапазона. Помимо этого, перед выключением двигателя необходимо дать устройству время остыть, а турбине - замедлить вращение. В противном случае оставшееся в корпусах подшипников масло может за кипеть, и на подшипниках и приводном валу останется слой нагара, который способен существенно сократить эффективность и срок его службы. Для получения подробной информации обратитесь к руководству по лётной эксплуатации или инструкции пилота для кон кретного ЛА.
Лётные характеристики на больших высотах
Когда ЛА, оснащённый системой турбонаддува, наби рает высоту, выпускной затвор постепенно закрывается и сохраняет предельное допустимое давление наддува.
В определённый момент выпускной затвор окажется полностью закрытым, и дальнейшее увеличение вы соты будет приводить к снижению давления наддува. Это значение высоты называется критическим и уста навливается производителем ЛА или двигателя. Если будет установлено, что давление наддува начинает снижаться ранее достижения критической высоты, не обходимо провести осмотр двигателя и турбокомпрес сора, который должен выполнять квалифицированный техник по обслуживанию ЛА.
Система зажигания
Системы зажигания двигателей с искровым зажи ганием создают искру, которая воспламеняет воз душно-топливную смесь в цилиндрах. Такие системы состоят из следующих компонентов: магнето, свечи зажигания, провода высокого напряжения и выклю чатель зажигания (рис. 6-16).
Магнето представляет собой постоянный электро магнит, который вырабатывает электрический ток аб солютно независимо от электросистемы ЛА. Оно гене рирует достаточно высокое напряжение, чтобы создать искру в зазоре свечи зажигания каждого цилиндра.

D Верхние провода зажигания
D Нижние провода зажигания
Верхние свечи зажигания
Нижние свечи зажигания

Левое магнето
Правое магнето
Рис. 6-16. Компоненты системы зажигания.
Магнето начинает работать, когда стартёр включён, а коленчатый вал начинает вращаться, и продолжает функционировать, пока он не остановится.
На большинстве сертифицированных ЛА установлена сдвоенная система зажигания с двумя отдельными маг нето и независимыми наборами проводов и свечей за жигания. Это делается с целью обеспечить избыточность в случае отказа одного из магнето. Каждое магнето рабо тает независимо от другого и питает одну из двух свечей зажигания в каждом цилиндре. Создание искры в обеих свечах ускоряет сгорание воздушно-топливной смеси и немного увеличивает мощность двигателя. При отказе одного магнето, другое сохраняет работоспособность. Двигатель продолжает работать в нормальном режиме, хотя возможно некоторое падение мощности двигателя. То же самое может произойти при отказе одной из двух свечей зажигания в цилиндре.
Работа магнето контролируется из кабины пилота с помощью выключателя зажигания. Выключатель имеет пять положений:
OFF (выключен).
R (правое).
L (левое).
ВОТН (оба).
START (пуск).
Установка выключателя в положения L или R активи рует левое или правое магнето соответственно. При вы боре положения ВОТН начинают работать оба магнето.
Для обнаружения отказа одной из систем зажигания во время контрольного пуска двигателя перед взлётом пилот проверяет мощность двигателя с выключателем зажигания, установленным вначале в положение ВОТН, а затем L и R. Нормальным результатом является неболь шое снижение оборотов во втором и третьем случаях. Допустимый уровень снижения указан в руководстве по лётной эксплуатации или инструкции пилота для кон кретного ЛА. Если при переключении на одно магнето двигатель глохнет или обороты превышают допустимый предел, необходимо прекратить полёты на ЛА, пока про блема не будет устранена. Причиной этой проблемы может оказаться неисправная свеча зажигания, обрыв или короткое замыкание в проводке между магнето и свечами, либо несвоевременное срабатывание свечей. Следует заметить, что отсутствие падения оборотов не является нормой, и в этом случае также следует прекра тить полёты на ЛА.
После выключения двигателя переключатель зажига ния необходимо перевести в положение OFF. Даже при главном сетевом выключателе и выключателе аккуму лятора, находящихся в положении OFF, двигатель мо жет запуститься и начать работать, если выключатель зажигания оставлен в положении ON и воздушный винт продолжает вращаться, поскольку магнето не нуждается
во внешнем источнике электроэнергии. Такая ситуация чревата серьёзными травмами.
Даже при выключателе зажигания в положении OFF, если заземляющий провод между магнето и выключа телем зажигания отсоединится или оборвётся, двига тель может случайно запуститься. Достаточно лишь, чтобы воздушный винт продолжал вращение и в одном из цилиндров осталось топливо. Если это произойдёт, единственный способ выключить двигатель - пере вести рычаг управления смесью в положение останова при малом газе. В дальнейшем необходимо пригласить для проверки системы квалифицированного техника по обслуживанию ЛА.
Маслосистемы
Маслосистема двигателя выполняет несколько важных функций:
смазка движущихся частей двигателя;
охлаждение двигателя путём снижения трения;
отвод тепла от цилиндров;
создание изолирующего слоя между стенками ци линдра и поршнем;
устранение загрязнений.
Поршневые двигатели комплектуются маслосисте мами двух типов: с мокрым и сухим картером. В си стеме с мокрым картером моторное масло, стекая с рабочих поверхностей двигателя, остаётся в поддоне картера, являющегося интегральной частью двига теля. В системе с сухим картером моторное масло со держится в отдельном резервуаре, а его циркуляция по двигателю обеспечивается насосом (рис. 6-17).
Главным компонентом маслосистемы с мокрым карте ром является маслонасос, который откачивает масло из поддона и направляет его в двигатель. После прохожде ния через двигатель масло снова оказывается в поддоне. В некоторых двигателях дополнительная смазка обеспе чивается вращающимся коленчатым валом, разбрызги-_ вающим масло на рабочие поверхности двигателя.
В маслосистеме с сухим картером маслонасос также создаёт давление моторного масла, но источник масла расположен вне двигателя в отдельном масляном ре зервуаре. После того, как масло проходит через двига тель, насосы откачки отсасывают его из агрегатов дви гателя и возвращают обратно в масляный резервуар. Маслосистемы с сухим картером обеспечивают дви гатель большим объёмом масла, чем системы с сухим картером, поэтому они более пригодны для использо вания в больших поршневых двигателях.
Работу маслосистемы можно напрямую контроли ровать с помощью масляного манометра. Он отобра жает (в барах или фунтах на квадратный дюйм) давле ние масла, подающегося к двигателю. Зелёная дуга на

Крышка масляного фильтра и масляный щуп
Отстойное масло и возвратное масло от предохранительного клапана
Е=::1 Масло под давлением
от маслонасоса
Маслоотстойник
Сетчатый фильтр низкого давления
Маслонасос
Сетчатый фильтр высокого давления
Маслорадиатор
Масляный предохранительный клапан
Рис. 6-17. Маслосистема с мокрым картером.
циферблате обозначает диапазон рабочих режимов, а красные метки - минимальное и максимальное значе ния давления. Во время пуска двигателя показания мас ляного манометра должны быть отличными от нуля. Для получения подробной информации обратитесь к руко водству по лётной эксплуатации или инструкции пилота для конкретного ЛА.
Температура масла в двигателе измеряется термоме тром масла. Зелёная дуга на циферблате обозначает диа пазон рабочих режимов, а красная метка - максималь ную допустимую температуру. В отличие от давления, температура масла меняется достаточно медленно. Это особенно заметно после запуска холодного двигателя, когда проходит несколько минут, прежде чем термометр масла отображает какие-либо изменения в температуре. При эксплуатации двигателя в условиях высокой или низкой температуры наружного воздуха необходимо пе риодически проверять температуру масла. Высокая тем пература масла может означать засор в маслопроводе, низкое качество масла, отказ масляного радиатора или неисправность термометра масла. Низкая температура может указывать на излишнюю вязкость масла в усло
виях холодной погоды.
Доступ к крышке маслоналивной горловины и масля ному щупу (для определения количества масла) обычно осуществляется через панель в капоте двигателя. Если количество масла не соответствует эксплуатацион ному уровню, рекомендованному производителем, сле дует долить масло в резервуар. Информация о типе ис пользуемого масла и его весе, а также о минимально и

Рис. 6-18. При предполётном осмотре необходимо проверить уровень моторного масла в двигателе.
максимально допустимом его количестве содержится в руководстве по лётной эксплуатации, инструкции пи лота и таблицах, размещаемых возле эксплуатационной панели ЛА (рис. 6-18).
Система охлаждения двигателя
При сгорании топлива внутри цилиндров происходит интенсивное выделение тепла, большая часть кото рого вытесняется наружу через выхлопную систему. Оставшееся тепло необходимо также отводить или, по крайней мере, рассеивать, в противном случае двига тель может перегреться. Чрезмерно высокая темпера тура двигателя может привести к потере мощности,
избыточному потреблению масла, детонации и даже серьёзным повреждениям двигателя.
В то время как внутреннее охлаждение двигателя обеспечивается маслосистемой, необходимо допол нительное охлаждение внешней его поверхности. Большинство лёгких ЛА имеют воздушное охлаж дение, хотя встречаются варианты и с жидкост ным охлаждением.

При воздушном охлаждении воздух попадает в мо торный отсек через отверстия в передней части капота двигателя. Направляемый дефлекторами, воздух обте кает рёбра цилиндров двигателя и другие его части, по глощая выделяемое тепло. Горячий воздух выводится наружу через одно или несколько отверстий в задней части капота двигателя (рис. 6-19).
Дефлектор Цилиндры Воздухозаборник
это может вести к существенным необратимым повреж дениям, таким, как образование задирав на стенках цилиндров, разрушение поршней и поршневых колец, выгорание и деформация клапанов. Чтобы избежать пе регрева двигателя, пилот должен тщательно следить за показаниями датчиков температуры.
При нормальной эксплуатации ЛА, не оснащённого створками капота, температуру двигателя можно удер живать, меняя воздушную скорость или выходную мощ ность двигателя. Для снижения температуры двигателя необходимо увеличить воздушную скорость и/или уменьшить мощность.
Термометр масла сигнализирует о росте темпера туры двигателя косвенным образом и с задержкой по времени. Тем не менее, его можно использоваться для определения температуры двигателя (при отсутствии иных средств).
Большинство ЛА оснащены термометром головки блока цилиндров, который напрямую и без задержек ото бражает изменения температуры в цилиндрах. Шкала этого датчика обычно маркирована в градусах Цельсия или Фаренгейта, а диапазон рабочих температур обозна чается зелёной дугой. Красной меткой на шкале термо метра выделена максимально допустимая температура головки блока цилиндров.
В случае опасности перегрева головки блока цилин дров необходимо увеличить воздушную скорость ЛА, обогатить рабочую смесь и/или снизить мощность двигателя. Любая из этих мер позволяет уменьшить температуру двигателя. Если ЛА оборудован створками капота, их положение используется для контроля тем пературы двигателя. Створки капота представляют со бой подвижные заслонки, прикрывающие отверстия,
Канал в несъёмном
капоте
Дефлектор
через которые выходит горячий воздух. При холодном двигателе створки капота закрыты, ограничивая вы
Рис. 6-19. Охлаждение двигателя наружным воздухом.
Наружный воздух попадает в моторный отсек через воздухозаборник позади втулки воздушного винта. Дефлекторы направляют его к наиболее горячим ком понентам двигателя - прежде всего, к цилиндрам, ко торые снабжены рёбрами, увеличивающими площадь обтекаемой воздухом поверхности.
Системы воздушного охлаждения менее эффективны во время руления на земле, уходов на второй круг и дру гих периодов эксплуатации ЛА в режиме высокой мощ ности на малых скоростях. И напротив, при высокоско ростном снижении в двигатель поступает избыточный холодный воздух, который может резко охладить его и вызвать сбои в работе.
Эксплуатация двигателя при температуре выше рас чётной часто приводит к потере мощности, избыточ ному потреблению моторного масла и детонации. Также
ход горячего воздуха и помогая повысить температуру двигателя. Если двигатель перегрет, створки капота от крываются, увеличивая отток горячего воздуха и снижая температуру двигателя.
Выхлопные системы
Выхлопная система двигателя позволяет удалить от работанные газы за борт ЛА, а также обеспечивает отопление кабины и подогрев лобового стекла в целях борьбы с обледенением. Выхлопная система включает в себя присоединённый к цилиндрам выхлопной тру бопровод, глушитель и теплообменник глушителя. Отработанные газы выталкиваются из цилиндра через выпускной клапан, а затем, пройдя через систему вы хлопных труб, выбрасываются в атмосферу.
Для отопления кабины используется наружный воз дух, который всасывается через воздухозаборник и
проходит сквозь теплообменник, окружающий глуши тель. Проходя через глушитель, отработанные газы на гревают его, а он, в свою очередь, нагревает обтекаю щий его воздух. Затем нагретый воздух направляется в кабину для её отопления и борьбы с обледенением. Отопление и антиобледенительный подогрев контро лируются пилотом из кабины.
Отработанные газы содержат моноксид углерода
электромагнитный клапан прекращает подавать пита ние на двигатель стартёра. Передача момента от двига теля ЛА к пусковому двигателю исключается благодаря муфте сцепления на приводе стартёра, которая позво ляет двигателю ЛА работать на больших оборотах, чем пусковой двигатель (рис. 6-20).
Вэнлеешктнриойпиртаазнъиёям ··
• 1
(угарный газ), который не имеет цвета и запаха. Моноксид углерода смертельно опасен для человека, и его присутствие практически невозможно обнаружить. Поэтому выхлопная система всегда должна оставаться в хорошем состоянии, без трещин и повреждений.
Иногда выхлопные системы оснащаются датчиком температуры выхлопных газов (ТВГ). Датчик пере даёт данные ТВГ на индикатор на панели управления пилотов. Датчик ТВГ измеряет температуру газов в выпускном коллекторе. Эта температура меняется в зависимости от соотношения воздух/топливо в посту пающей в цилиндры рабочей смеси и может выступать в качестве основы при определении состава смеси. Показания датчика ТВГ чрезвычайно точно отражают состав воздушно-топливной смеси. Использование данных ТВГ для обеднения рабочей смеси позволяет снизить потребление топлива. Для подробной инфор мации об обеднении рабочей смеси обратитесь к реко мендациям производителя.
Система пуска
1-, :Tf!
Внешнее силовое реле

Замыкатель аккумулятора (электромагнит)
Замыкатель стартёра
А
т
L
Стартёр
В большинстве лёгких самолётов используются си стемы стартёра прямого запуска. Эти системы состоят из источника электроэнергии, электропроводки, пере ключателей и электромагнитных клапанов, управля ющих стартёром и пусковым двигателем. Стартёры большинства ЛА автоматически включаются и выклю чаются, но встречаются более старые системы, в кото рых стартёры включаются вручную рычагом, располо женным в кабине пилота. Стартёр запускает маховик, раскручивая двигатель до скорости, позволяющей ему запуститься и начать работу.
Электроэнергия для запуска обычно поступает из бортового аккумулятора, но может быть получена и от внешнего источника через наружный кабель. Когда выключатель аккумулятора переведён в положение ON («вкл.»), электричество начинает поступать в главную силовую шину через электромагнит аккумулятора. И стартёр, и переключатель стартёра питаются от главной силовой шины, но стартёр не начинает рабо тать, пока электромагнитный клапан, напряжение на который подаётся переключателем стартёра, не будет переведён в положение START («пуск»). Когда переключатель стартёра выведен из положения START,
Выключатель зажигания
Рис. 6-20. Типовая пусковая цепь.
Во время запуска двигателя необходимо строго со блюдать правила безопасности. Одно из наиболее важных правил - исключить нахождение кого-либо поблизости от воздушного винта. Помимо этого, ко лёса шасси должны быть заблокированы, а тормоза включены, чтобы избежать опасностей, связанных с непреднамеренным движением. В целях недопущения повреждения воздушного винта и прилегающей тер ритории ЛА должен находиться в месте, где вращение воздушного винта не может поднять в воздух гравий или песок.
Сгорание
При нормальном сгорании воспламенение воздушно топливной смеси происходит в управляемом и предска зуемом режиме. В двигателях с искровым зажиганием этот процесс занимает долю секунды. Рабочая смесь воспламеняется в точке, где свеча зажигания создаёт
искру, а затем область горения расширяется, пока вся смесь не выгорит. При таком сгорании обеспечивает плавный рост температуры и давления, а расширяющи еся газы создают максимальную нагрузку на поршень как раз в нужный момент рабочего хода (рис. 6-21).


Нормальное сгорание Взрывное сгорание
Рис. 6-21. Нормальное сгорание и взрывное сгорание.
Детонация - это неуправляемое, взрывное возго рание воздушно-топливной смеси в камере сгорания цилиндра. Она приводит к перегреву и избытку дав ления, которые, если их не устранить, могут быстро привести к отказу поршня, цилиндра или клапанов. При меньшей интенсивности детонация вызывает перегрев двигателя, его неуравновешенность или по терю мощности.
Детонация характеризуется высокой температу рой головки блока цилиндров и чаще всего проис ходит, когда двигатель работает в режиме высокой мощности. Детонация обычно возникает по следую щим причинам:
использование топлива более низкого сорта, чем предусматривается производителем ЛА;
эксплуатация двигателя при очень высоком давле нии наддува в сочетании с достаточно низкой ча стотой вращения;
эксплуатация двигателя в режиме высокой мощно сти при очень обеднённой рабочей смеси;
длительная работа двигателя на земле или во время крутого набора высоты, в условиях недоста точного охлаждения цилиндров.
Детонации можно избежать, если придерживаться следующих основных правил:
убедитесь, что сорт используемого топлива соот ветствует предусмотренному;
при эксплуатации двигателя на земле оставляйте створки капота полностью открытыми, чтобы обе спечить максимальное охлаждение двигателя;
во время взлёта и первоначального набора высоты
используйте обогащённую рабочую смесь и не до пускайте подъёма под большим углом, чтобы улуч шить охлаждение цилиндров;
избегайте продолжительных крутых наборов вы соты на высокой мощности;
выработайте привычку постоянно следить за по казанием датчиков двигателя, чтобы контролиро вать его надлежащую работу в соответствии с ре комендациями производителя.
Преждевременное зажигание происходит, если воз душно-топливная смесь воспламеняется раньше, чем срабатывает штатная система зажигания двигателя. Причиной преждевременного возгорания обычно яв ляется наличие в камере сгорания остаточной горячей области, часто возникающей из-за слоя нагара на свече зажигания, трещине в изоляторе свечи или поврежде ния цилиндра. Повреждённые области подвержены из быточному нагреву, который способен воспламенить рабочую смесь. Преждевременное зажигание приво дит к потере мощности двигателя и вызывает его пере грев. Как и детонация, преждевременное зажигание может вызвать существенные повреждения двига теля, поскольку расширяющиеся газы создают избы точное давление на поршень, который ещё находится в такте сжатия.
Детонация и преждевременное зажигание часто про исходят одновременно, и одно может стать причиной другого. Поскольку и то, и другое явление приводят к перегреву двигателя, сопровождающемуся падением его производительности, часто бывает сложно отли чить одно от другого. В целях снижения вероятности возникновения детонации или преждевременного за жигания всегда используйте топливо рекомендован ного сорта и эксплуатируйте двигатель в допустимом диапазоне температур, давлений и частоты вращения.
Автономная цифровая система управления двигателем (FADEC)
Автономная цифровая система управления двигателем (Full Authority Digital Engine Control, FADEC) состоит из цифрового компьютера и дополнительных компонен тов, управляющих двигателем и воздушным винтом ЛА. Впервые такие системы были использованы на са молётах с газотурбинными двигателями и носили на звание «автономные цифровые системы электронного управления». В настоящее время они всё чаще приме няются и на ЛА с поршневыми двигателями.
FADEC поршневого двигателя с искровым зажига нием отслеживает (с помощью датчиков скорости, давления и температуры) состояние всех цилиндров двигателя. Цифровой компьютер рассчитывает иде альный цикл для каждого инжектора и устанавливает
время зажигания таким образом, чтобы обеспечить оптимальную производительность двигателя. В ди зельных двигателях FADEC работает аналогичным об разом и выполняет те же функции, за исключением не посредственно связанных с особенностями искрового зажигания.
Системы FADEC устраняют необходимость контроля работы магнето, температуры карбюратора и состава рабочей смеси, а также обеспечивает впрыск допол нительного топлива при запуске двигателя. На ЛА, оснащённых системой FADEC, в кабине пилота из ор ганов управления двигателем обычно присутствует единственная ручка газа. Пилот просто устанавливает ручку в желаемый режим, например, «пуск», «холо стой ход», «крейсерская мощность» или «максималь ная мощность», а система FADEC автоматически регу лирует двигатель и воздушный винт в соответствии с установленным режимом. Пилоту нет необходимости контролировать или проверять состав рабочей смеси.
Во время запуска FADEC впрыскивает топливо в ци линдры, регулирует рабочую смесь и устанавливает газ в соответствии с температурой двигателя и атмосфер ным давлением. Во время крейсерского полёта FADEC непрерывно отслеживает работу двигателя и регули рует подачу топлива и цикл зажигания (для каждого цилиндра в отдельности). Такая точность в управлении процессом сгорания часто приводит к снижению по требления топлива и увеличению мощности двигателя. FADEC считается важнейшей частью системы управ ления двигателем и воздушным винтом и обычно пи тается от главной электросистемы ЛА. В некоторых ЛА источником питания FADEC является отдельный ге нератор, соединённый с двигателем. В любом случае, должен быть предусмотрен запасной источник энер гии, поскольку отказ системы FADEC может привести к полной потере тяги. Для предотвращения потери тяги обычно обеспечивается избыточность через наличие двух отдельных идентичных цифровых каналов, каж дый из которых может без каких-либо ограничений обеспечить управление всеми функциями двигателя и
воздушного винта.
Газотурбинные двигатели
Авиационный газотурбинный двигатель состоит из воздухозаборника, компрессора, камеры сгорания, тур бинной секции и выхлопной системы. Тяга создаётся за счёт увеличения скорости воздуха, проходящего через двигатель. Газотурбинные двигатели широко распро странены в авиации. Они характеризуются плавной работой и высоким кпд; кроме того, они используют легкодоступный авиационный керосин. Вплоть до недавнего времени использование газотурбинных
двигателей в малой авиации было экономически не целесообразным. Благодаря последним достижениям в проектировании и производстве авиадвигателей ситуация изменилась. Сегодня целый ряд авиапроиз водителей уже выпускают или планируют начать вы пуск лёгких газотурбинных самолётов. Эти небольшие самолёты обычно вмещают от трёх до семи пассажиров и носят название «сверхлёгкие реактивные самолёты» (very lightjets, VLJ) (рис. 6-22).

Рис. 6-22. Сверхлёrкий реактивный самолёт «Эклипс 500».
Типы газотурбинных двигателей
Газотурбинные двигатели классифицируются по типу компрессоров, которые они используют. Существует три типа компрессоров - центробежные, осевые и центробежно-осевые. В двигателе с центробежным компрессором сжатие входящего воздуха достигается ускорением воздушного потока в направлении, пер пендикулярном продольной оси двигателя. В двигателе с осевым компрессором воздух сжимается набором вращающихся и неподвижных лопастей, которые пере мещают его параллельно продольной оси. В двигателях с центробежно-осевым компрессором для сжатия воз духа используются оба типа компрессоров.
Другая классификация газотурбинных двигателей основывается на способе вырабатывания энергии. По этому признаку двигатели подразделяются на четыре типа - турбореактивные, турбовинтовые, турбовен тиляторные и турбовальные.
Турбореактивныедвигатели
Турбореактивный двигатель состоит из четырёх узлов: компрессора, камеры сгорания, турбинной секции и выхлопной системы. Компрессор обеспечи вает поступление воздуха на высокой скорости в ка меру сгорания. Камера сгорания содержит патрубок
Воздухозаборник Инжектор топлива Турбина Горячие газы

Компрессор
Рис. 6-23. Турбореактивный двигатель.
Камера сгорания Сопло

L
Воздухозаборник Редуктор
..
...
...
Воздушный
винт
Рис. 6-24. Турбовинтовой двигатель.
подвода топлива и запальное устройство, воспла меняющее рабочую смесь. Расширяющийся воздух вращает турбину, которая находится на том же валу, что и компрессор, и обеспечивает работу двигателя. Выхлопные газы выбрасываются из двигателя с ускорением, создавая тягу. Таким образом, основ ной принцип работы турбореактивного двигателя следующий: воздух сжимается; воспламеняется воз душно-топливная смесь; выделяется энергия для под держания работы двигателя; выхлопные газы создают движущую силу (рис. 6-23).
Продолжительность работы и срок эксплуатации турбореактивных двигателей невелики. Кроме того, при низких скоростях вращения компрессора они мед ленно реагируют на движение ручки газа.
Турбовинтовые двигатели
Турбовинтовой двигатель - это газотурбинный двигатель, который вращает воздушный винт, со единённый с ним через понижающую передачу (ре дуктор). Выхлопные газы вращают силовую турбину, установленную на одном валу с блоком редуктора.
Камера сгорания Выхлопная труба
Инжектор Турбина
Понижающая передача является обязательным узлом турбовинтового двигателя, поскольку оптимальная производительность воздушного винта достигается на гораздо меньших угловых скоростях, чем у турбины такого двигателя. Турбовинтовые двигатели являются промежуточным конструктивным решением между турбореактивными и поршневыми силовыми уста новками. Турбовинтовые двигатели наиболее эффек тивны на скоростях от 400 до 650 км/ч и высотах от 5,5 до 9 км. Они имеют высокий кпд при малых скоростях, необходимых для взлёта и посадки, а также очень эко номичны. Минимальный удельный расход топлива турбовинтового двигателя обычно достигается на вы сотах от 7,5 км (рис. 6-24).
Турбовентиляторные двигатели
Турбовентиляторные двигатели были созданы с це лью объединить преимущества турбореактивных и турбовинтовых двигателей. В турбовентиляторных двигателях вторичный воздушный поток направляется в обход камеры сгорания с целью увеличения тяги. Воздух второго контура создаёт дополнительную тягу,

Воздухозаборник вентилятор Инжектор Турбина Горячие газы
i
Первичный
г
воздушный пото
i
Вторичный воздушный поток
Рис. 6-25. Турбовентиляторный двигатель.
Компрессор
камера
камера сгорания
Выхлопная
Сопло
Приводной
Воздухозаборник
Компрессор сгорания
труба
вал
![]()
Рис. 6-26. Турбовальный двигатель.
Силовая турбина
охлаждает двигатель и снижает шум выхлопа. Это по зволяет обеспечить крейсерскую скорость, близкую к скоростям ЛА с турбореактивными двигателями, и при этом снизить потребление топлива.
При прохождении через турбовентиляторный двига тель входящий воздух обычно разделяется на два по тока. Первый поток проходит через внутренний контур двигателя, в то время как второй огибает его. Из-за на личия двух воздушных потоков такие двигатели часто называют двухконтурными. Отношение массы воздуш ного потока, проходящего через вентилятор, к массе потока, идущего через внутренний контур двигателя, называется степенью двухконтурности турбовентиля торного двигателя (рис. 6-25).
Турбовальные двигатели
Четвёртый тип газотурбинных двигателей - турбо вальные (рис. 6-26). В них создаваемая энергия рас ходуется на вращение вала, на котором располагается не воздушный винт, а какой-либо другой компонент. Главное отличие турбореактивных двигателей от турбовальных в том, что в последних основная часть
энергии, создаваемая расширением газов, направля ется на вращение турбины, а не на производство тяги.
Турбовальные газотурбинные двигатели ис пользуются во многих вертолётах. Помимо этого, турбовальные двигатели зачастую применяются в качестве вспомогательных силовых установок на больших самолётах.
Приборы контроля над газотурбинными двигателями
Приборами контроля над двигателем, отображаю щими давление и температуру моторного масла, ско рость вращения, температуру отработанных газов и расход топлива, комплектуются как газотурбинные, так и поршневые двигатели. Однако существуют при боры, устанавливаемые только на газотурбинные дви гатели. Эти приборы отображают степень повышения давления в двигателе, давление газов за турбиной и крутящий момент. Помимо этого, большинство газо турбинных двигателей оснащается температурными датчиками, называемыми термопарами, которые обе спечивают пилота информацией о температуре внутри турбинной секции и возле неё.
Степень повышения давления в двигателе (СПд) Измеритель момента (торсиометр)
Датчик степени повышения давления в двигателе (СПД) используется для измерения полезной мощно сти турбореактивного или турбовентиляторного дви гателя. СПД - это соотношение давлений в выходном патрубке турбины и во впускном отверстии компрес сора. Измерение давления производится датчиками, установленными в воздухозаборнике двигателя и у выхлопной трубы. Собранные данные направляются в дифференциальный преобразователь давления, ко торый выводит их на индикатор СПД на контрольном пульте пилота.
Системы измерения СПД автоматически учитывают влияние воздушной скорости и высоты на отображае мые данные. При изменении температуры окружаю щего воздуха в данные индикатора СПД необходимо внести поправку, учитывающее это изменение.
Температура выхлопных газов (ТВГ)
Температура турбинной секции является ограничи вающим фактором для газотурбинных двигателей. Необходимо постоянно отслеживать эту температуру, чтобы не допустить перегрева лопастей турбины и дру гих узлов выхлопной секции. Наиболее распространён ный способ мониторинга температуры турбинной сек ции состоит в использовании датчика ТВГ. ТВГ - это эксплуатационный предел двигателя, позволяющий контролировать его общее состояние.
Различные виды систем измерения ТВГ носят назва ния, связанные с расположение температурных дат чиков. Среди них датчики температуры воздухозабор ника и выходного патрубка турбины, промежуточной температуры турбины, температуры газа в турбине.

Приводной вал компрессора низкого давления
![]()
Рис. 6-27. Двухкаскадный осевой компрессор.
Полезная мощность турбовинтового и турбовального двигателей измеряется торсиометром (измерите лем крутящего момента). Крутящий момент - это скручивающая сила, приложенная к валу двигателя. Торсиометр измеряет усилие, приложенное к валу. Это наиболее важный показатель производительности дви гателя, поскольку задачей турбовинтовых и турбоваль ных двигателей, в сущности, и является создание крутя щего момента для вращения воздушного или несущего винта. Шкалы торсиометров размечаются в процентах, Ньютонах на мм, фунтофутах или фунтах на дюйм.
1
Индикатор N
N1 выражает угловую скорость компрессора низкого давления и отображается на индикаторе в процентах от расчётной угловой скорости. После запуска скорость
1
вращения компрессора низкого давления определя ется угловой скоростью ротора турбины N . Причина этого в том, что ротор N1 располагается на том же валу,
что и компрессор низкого давления.
Индикатор N2
N
2
выражает угловую скорость компрессора высокого давления и отображается на индикаторе в процентах от расчётной угловой скорости. Скорость вращения компрессора низкого давления определяется угловой скоростью ротора турбины N2• Ротор N2 располага ется на том же валу, что и компрессор высокого давления (рис. 6-27).
Общие замечания по эксплуатации газотурбинных двигателей
В силу большого разнообразия газотурбинных дви гателей описать особенности эксплуатации каждого конкретного двигателя не представляется возможным. Тем не менее, существуют общие факторы, единые для всех газотурбинных двигателей. К таким факторам относятся: температурные пределы, повреждение ино родным телом, «горячий запуск», срыв потока в ком прессоре и срыв пламени.
Температурные пределы двигателя
Из всех узлов любого газотурбинного двигателя до наи большей температуры разогревается впускной патру бок турбины. Поэтому температура на впуске турбины является ограничивающим фактором при эксплуата ции газотурбинного двигателя.
Сила тяги, создаваемая газотурбинным двигателем, напрямую зависит от плотности воздуха. При умень шении плотности воздуха падает и тяга. Кроме того, поскольку плотность воздуха снижается с повышением его температуры, рост температуры также приводит к падению тяги. Хотя и газотурбинные, и поршневые двигатели до некоторой степени подвержены воздей ствию высокой относительной влажности, в газотур бинных двигателях это вызывает незначительное паде ние тяги, в то время как в поршневых - существенное падение мощности.
Повреждение инородным телом (ПИТ)
В силу конструкции и принципа работы воздухоза борника газотурбинного двигателя всегда существует опасность всасывания в него посторонних предметов. Это может вызвать значительные повреждения, пре жде всего, в секциях компрессора и турбины. Когда происходит всасывание посторонних предметов в воздухозаборник, это называется «повреждение ино родным телом» (ПИТ). Типичные ПИТ представляют собой вмятины и зазубрины, являющиеся результатом всасывания мелких объектов со стоянки, рулёжной до рожки или взлётно-посадочной полосы. Помимо этого, бывают ПИТ, вызванные столкновением с птицей или всасыванием в воздухозаборник льда. В некоторых случаях ПИТ может привести к полному разруше нию двигателя.
Предотвращение ПИТ является высокоприоритетной
задачей. Воздухозаборники некоторых двигателей при наземной эксплуатации имеют склонность к созданию завихрений между корпусом ЛА и землёй. На таких двигателях должен устанавливаться рассеиватель за вихрений. С созданием завихрений можно бороться другими способами, например, путём установки экра
нов или дефлекторов. Предполётный осмотр ЛА должен
включать в себя визуальную проверку на предмет от сутствия пит.
Горячий/ложный запуск газотурбинного двигателя
Когда температура выхлопных газов превышает границу безопасности ЛА, двигатель входит в режим так называемого «горячего запуска». Это может быть вызвано поступлением в камеру сгорания избыточ ного топлива или недостаточной скоростью вращения турбины. Для получения информации о действиях в случае «горячего запуска» двигателя обратитесь к руководству по лётной эксплуатации или инструк ции пилота.
Если двигатель после зажигания не набирает до статочную скорость вращения или не входит в режим холостого хода, это называется «ложным запуском». Ложный запуск может быть вызван недостаточной пусковой мощностью или неисправностью системы по дачи топлива.
Срыв потока в компрессоре
Лопасти компрессора являются маленькими аэро динамическими поверхностями и подчиняются тем же принципам аэродинамики, что и любое другое крыло. Лопасть компрессора имеет угол атаки, опре деляющийся скоростью входящего воздуха и угловой скоростью компрессора. Две эти силы в совокупности создают вектор, который определяет действительный угол атаки лопасти к набегающему воздушному потоку. Срыв потока в компрессоре - это нарушение равно весия между двумя составляющими указанного вектора: скоростью входящего воздуха и угловой ско рости компрессора. Срыв потока происходит, когда угол атаки лопастей компрессора превышает крити ческий. В этот момент плавность воздушного потока нарушается и возникает турбулентность с перепадами давления. Срыв потока приводит к тому, что движе ние воздуха в компрессоре замедляется или вообще прекращается, а иногда даже меняет направление на

противоположное (рис. 6-28).
Нормальныйвоздушный поток в воздухозаборнике

Деформированный воздушный поток в воздухозаtгорнике
Рис. 6-28. Сравнение нормального и деформированного воздушного потока в секции компрессора.
Срывы потока в компрессоре могут быть временными и периодическими или постоянными и сильными. На возникновение временных/периодических срывов потока обычно указывают периодические «хлопки», связанные с обратным выхлопом и обращением по тока. Если срыв потока становится постоянным, непре рывное обращение потока может привести к сильной
вибрации и громкому гулу двигателя. Индикаторы панели управления пилотов часто не реагируют на слабый или временный срыв потока в компрессоре, но сильный срыв обязательно будет отображён. Обычно индикаторы показывают скачки в оборотах двигателя и повышение температуры выхлопных газов. В боль шинстве случаев временные срывы потока не наносят вреда двигателю и часто прекращаются сами собой. И напротив, постоянный срыв потока чрезвычайно опасен для двигателя. Для его устранения необходимо быстро сбросить мощность, уменьшить угол атаки ЛА и увеличить воздушную скорость.
Хотя все газотурбинные двигатели в той или иной степени подвержены срыву потока в компрессоре, большинство моделей комплектуются системами, ко торые предотвращают его. В одной из разновидностей таких систем используются поворотная регулируемая лопатка входного направляющего аппарата и поворот ные лопатки статора, направляющие входящий воздух на лопасти ротора под необходимым углом. Для предот вращения срыва потока в компрессоре эксплуатируйте ЛА в границах безопасности, установленных произво дителем. При возникновении срыва потока в компрес соре, следуйте процедурам, изложенным в руководстве по лётной эксплуатации или инструкции пилота.
Срыв пламени
Срыв пламени в газотурбинном двигателе происходит тогда, когда горение в нём самопроизвольно прекра щается. Пламя в камере сгорания может погаснуть, если предел обогащения рабочей смеси окажется пре вышенным. Такую ситуацию часто называют «срыв пламени при обогащённой смеси». Обычно она вы звана слишком быстрым ускорением двигателя, при котором в него поступает излишне обогащённая ра бочая смесь, что приводит к падению температуры топлива ниже границы воспламенения. Другой при чиной может стать недостаточный приток воздуха в камеру сгорания.
Более часто срыв пламени возникает вследствие низ кого давления топлива и малой скорости двигателя, что обычно происходит во время высотных полетов. Такая ситуация может произойти и из-за сброса газа во время снижения. В этом случае возникает срыв пламени при обеднённой смеси. Обеднённая рабочая смесь часто ведёт к гашению пламени, даже если приток воздуха соответствует норме.
К срыву пламени также может привести прекраще ние подачи топлива в двигатель. Это бывает связано с продолжительным полётом на непредусмотренной вы соте, неисправностью топливной системы, турбулент ностью, обледенением или выработкой запаса топлива.
Признаки срыва пламени обычно такие же, как и при отказе двигателя. Если срыв пламени связан с времен ным фактором (например, с несоответствием между подачей топлива и скоростью вращения двигателя), по сле прекращения действия этого фактора необходимо попытаться осуществить запуск двигателя в воздухе. В любом случае, пилот должен следовать соответствую щей аварийной процедуре, описанной в руководстве по лётной эксплуатации или инструкции пилота. Обычно в этих документах указываются рекомендованная высота и воздушная скорость, на которых вероят ность успешного запуска двигателя в воздухе наи более велика.
Сравнение характеристик двигателей
Проведём сравнение характеристик поршневых двига телей и различных типов газотурбинных двигателей. Для того, чтобы сравнение было точным, при оценке мощности будем использовать тяговую (полезную) мощность (а не эффективную мощность) для поршне вых двигателей и чистую тягу для газотурбинных дви гателей. Кроме того, будем сравнивать ЛА примерно одной конструкции и размеров. При сравнении ха рактеристик двигателей будем использовать следу ющие термины:
Эффективная мощность (ЭМ) - мощность, изме ренная на выходном валу двигателя. Эффективная мощность является действительной полезной мощ ностью двигателя.
Чистая тяга- тяга, создаваемая турбореактивным или турбовентиляторным двигателем.
Тяговая мощность (ТМ) - мощность, эквивалент ная тяге, создаваемой турбореактивным или тур бовентиляторным двигателем.
Эквивалентная мощность на валу (ЭМВ) - применительно к турбовинтовым двигателям - сумма мощности на валу (МВ), переданной на воздушный винт, и ТМ, создаваемой выхлопными газами.
На рис. 6-29 показано изменение чистой тяги, созда ваемой двигателями четырёх типов при увеличении воздушной скорости. Графики приводятся исключи тельно с иллюстративными целями и не имеют отно шения к конкретным моделям двигателей. Кривые на графике соответствуют четырём типам двигателей, а именно:
поршневому;
турбовинтовому (сочетание газотурбинного дви гателя и воздушного винта);
турбовентиляторному (газотурбинный двигатель, снабжённый вентилятором);
турбореактивному.
![]()
j:o
u
:s;
;;г

1
'
D..,nоршневой
О-Турбовинтовой
-
1
1
'
-турбовентиляторны·
-н1- ТурбореаКТ
1
,.
\1ВН Й
'
i i
' 1
1 1
11 1
11
,; 11
'
111
i J,_
11
1
++ '
i! '
.,-
Г'ттr+f-н·I1
J 1 !!1 i J
:'"1к". :''
ill
V. "!
'
1
1
1
1
111 ! 111
ll)d
1
11, ,; 1
11
. iIi if
1
1
1
1
. 1 1
1 •
i 111
1 1
1ili
'l!t1
'
1
l,i1
ii t
N, : 1
f,, i1
i 1
1
V. -
1
'
: ,,
т
: :
1
1
1\
1 1
1' !
! 1
/'
1
1
i :jt
i ;1[
.\.
'
111
1
1111
: 11
1 1
'<!!,
i1'i
11
)'!J
. !
11
'
Nt
,i
,..,.
'
1
1 i
1
i
1
11
[:
i
11
111
!
!
1
1
1
,.
1".1,-.i.-
IГ
",.1'
!
1
il
!'
1&1
j
1
i
1
[ 1'1
:1 i
1
,! 1
;1 1 !
1,1
Воздvшная скооость
Системы планера ЛА
Топливная, электрическая, гидравлическая и кис лородная системы представляют собой системы планераЛА.
Топливные системы
Задачей топливной системы является обеспечение непрекращающегося притока чистого топлива из то пливных баков в двигатель. Топливо должно поступать в двигатель вне зависимости от его мощности, высоты полёта, положения самолёта в воздухе и при любых разрешённых полётных манёврах. В малой авиации распространены топливные системы двух типов: без напорные и насосные.
Безнапорные системы
Рис. 6-29. Чистая тяга двигателя в зависимости от воздушной скорости и лобового сопротивления. Значение точек A-F объясняется в тексте ниже.
График кривых мощности позволяет провести срав нение максимальной воздушной скорости ЛА в зависи мости от типа двигателя, которых на них установлен. Поскольку график приводится исключительно в целях сравнения характеристик, численные значения чистой тяги, воздушной скорости и лобового сопротивления на нём отсутствуют.
На основании графика можно сделать следующие выводы. В диапазоне скоростей левее вертикальной прямой А поршневой двигатель по эффективности пре восходит другие три типа двигателей. Турбовинтовой двигатель превосходит турбовентиляторный в диапа зоне левее прямой С и турбореактивный- в диапазоне левее прямой F. Турбовентиляторный двигатель пре восходит поршневой в диапазоне правее прямой В и турбовинтовой - правее прямой С. Турбореактивный двигатель превосходит поршневой в диапазоне правее прямой D, турбовинтовой - правее Е, и турбовентиля торный - правее F.
Точки, в которых кривая лобового сопротивления пересекает кривые чистой тяги, представляют собой максимальные скорости ЛА с соответствующими дви гателями. Проведя через каждую точку пересечения вертикальную прямую до горизонтальной координаты графика, можно увидеть, что ЛА с турбореактивным двигателем может достичь большей максимальной скорости, чем ЛА с другими типами двигателей. ЛА с турбовентиляторным двигателем может достичь боль шей максимальной скорости, чем ЛА с турбовинтовым или поршневым двчгателем.
В безнапорных системах для переноса топлива из баков в двигатель используется сила тяжести. Например, на самолётах с высокорасположенным крылом топливные баки размещаются в крыльях. В результате они оказы ваются выше карбюратора, и топливо под собствен ным весом поступает в систему и в карбюратор. Если конструкция самолёта не позволяет использовать силу тяжести для переноса топлива, в систему устанавлива ются топливные насосы. Например, в самолётах с низ корасположенным крылом крыльевые топливные баки находятся ниже карбюратора (рис. 6-30).
Насосные системы
ЛА с топливонасосной системой имеет два топливных насоса: главный насос (с приводом от двигателя) и вспомогательный (с электроприводом), который ис пользуется при запуске двигателя и в случае отказа основного. Вспомогательный насос, также называемый бустерным, создаёт избыточность в целях повышения надёжности топливной системы. Вспомогательный насос с электроприводом управляется с помощью вы ключателя на панели управления.
Помпа подкачки
Как безнапорные, так и насосные системы могут комплектоваться помпой подкачки. Функция помпы подкачки - извлечь топливо из баков и распылить его напрямую в цилиндры перед запуском двигателя. При холодной погоде запуск двигателя затруднён, по скольку при низкой температуре полное распыление топлива в карбюраторе невозможно. Помпа подкачки позволяет решить эту проблему. Если помпа подкачки

Вентиляционная труба
Воспламенитель
крышку или патрубок, выступающий из поверхности крыла. Топливный бак снабжён спускным отверстием, которое может быть отдельным или объединяется с дренажным отверстием бака. Благодаря этому при расширении топлива с повышением температуры бак останется неповреждённым. Если бак наполняется в жаркий день, часто можно видеть, как топливо вылива ется из спускного отверстия.

Карбюратор
Электронасос
Топливомеры
Топливомеры отображают количество топлива в каж дом баке, измеренное в литрах, галлонах или фунтах. Правила сертификации ЛА требуют от топливомера абсолютной точности только при индикации ЕМРТУ («пустой»). Любые другие показания топливомера должны перепроверяться. Нельзя полностью пола гаться на точность топливомеров. В ходе предполёт ного осмотра необходимо проверить уровень топлива в каждом баке и сравнить его с соответствующими по казаниями топливомера.
Если топливная система укомплектована топливным насосом, на приборной панели присутствует также манометр давления топлива, отображающий давление в топливопроводе. Значение нормального эксплуата ционного давления для конкретного ЛА указывается в руководстве по лётной эксплуатации или инструкции пилота. Оно также может быть нанесено на шкалу при бора в виде цветной маркировки.
Левый топливный бак
Правый топливный бак
Переключатель топливных баков
Клапан переключателя топливных баков позволяет установить, от какого бака топливо будет поступать
Рис. 6-30. Безнапорная и топливонасосная системы.
не используется, необходимо зафиксировать ручку управления помпой. Если ручка не зафиксирована, она может случайно переместиться от вибрации, что приведёт к чрезмерному обогащению рабочей смеси. Чтобы избежать перезаливки при использовании помпы подкачки, обратитесь к инструкции по эксплу атации ЛА.
Топливные баки
Топливные баки обычно размещаются в крыльях самолёта и имеют наливное отверстие в верхней части крыла, через которое в них заливается то пливо. Отверстие закрывается наливной крышкой. Топливные баки вентилируются наружным воздухом, чтобы внутри них сохранялось давление, равное ат мосферному. Они могут продуваться через наливную
в двигатель. Обычно переключатель бывает четырёх позиционным, т.е. имеет четыре положения: LEFT (левый), RIGHT (правый), ВОТН (оба) OFF (откл.). При выборе одного из положений LEFT или RIGHT топливо поступает только из одного (соответствующего) бака, а при выборе ВОТН - из обоих баков. Положения LEFT и RIGHT используются для выравнивания уровня то плива в обоих крыльевых баках (рис. 6-31).
Надписи на шкале переключателя указывают на ограничения в использовании того или иного положе ния. Например, рядом с положениями LEFT и RIGHT указано «level flight only» («только при горизонтальном полёте»), а рядом с положением ВОТН - «landing» и
«takeoff» («посадка» и «взлёт»).
Вне зависимости от того, в каком положении нахо дится переключатель, необходимо тщательно отсле живать расход топлива, не допуская полной выработки топлива в баке. Полная выработка топлива в одном из баков приведёт не только к остановке двигателя.
З8
oFF80TH
"":vG T 1fAlд71" ?'
IJ

•
д
.,
Поскольку топливные системы разных ЛА различа ются между собой, следует хорошо изучить систему ЛА, на котором вы предполагаете летать. Для получения дальнейшей информации обратитесь к руководству по лётной эксплуатации или инструкции пилота.
19gar_ 1.1... !)
LEFТ ........
' h- /
§'
·1,,,,.RIGHT
LEVEL FLIGHT
19gal LEVEL FLIGHT
Марки топлива
Авиационный бензин (AVGAS) идентифицируется по
:D _
Nэ
D s
ONLУ ,,, ONLУ
![]()
\'
/ / 1
е OFF
Рис. 6-31. Переключатель топливных баков.
Длительная работа двигателя на одном топливном баке может вызвать неравновесную загрузку крылье вых баков и, как следствие, потерю балансировки ЛА. Полная выработка топлива в баке может также приве сти к попаданию воздуха в топливную систему и воз душной пробке, что существенно затруднит повторный запуск двигателя. В двигателях с непосредственным впрыском топливо разогревается настолько, что оно превращается в газ ещё в топливопроводе и не может достичь цилиндров.
Топливные фильтры, отстойники и сливы
После выхода из бака и до поступления в карбюратор, топливо проходит через фильтр, удаляющий влагу и осадочные отложения. Поскольку эти примеси тяжелее, чем авиационное топливо, они остаются в отстойнике на дне узла фильтра. Отстойник располагается в ниж ней точке топливной системы и/или топливного бака. Топливная система может включать в себя отстойник, топливный фильтр и слив топливного бака (эти компо ненты могут быть объединены друг с другом).
Содержимое топливного фильтра необходимо сли вать перед каждым полётом. Пробы топлива должны быть слиты и визуально проверены на содержание воды и загрязнений.
Наличие воды в отстойнике представляет опасность, поскольку в холодную погоду она может замёрзнуть и блокировать топливопровод, а в тёплую погоду - по пасть в карбюратор и заглушить двигатель. Если в отстойнике присутствует вода, это означает наличие воды и в топливном баке. Эту воду следует слить до её полного устранения из бака. Никогда не поднимайтесь в воздух, не убедившись, что вода и загрязнения полно стью удалены из топливной системы ЛА.
октановому числу (сортности), которое определяет антидетонационную характеристику или детонаци онную стойкость топливной смеси в цилиндре двига теля. Чем выше октановое число бензина, тем большее давление топливо может выдержать без детонации. Топливо с низким октановым числом используется в двигателях с пониженной степенью сжатия, потому что оно воспламеняется при более низкой темпе ратуре. Топливо с высоким октановым числом при меняется в двигателях высокого сжатия, поскольку оно воспламеняется при более высокой температуре и не преждевременно. Если топлива с необходимым октановым числом нет в наличии, в качестве замены можно использовать только следующее за ним топливо с большим октановым числом. Ни в коем случае не используйте топливо с более низким октановым чис лом, чем рекомендованное. Это может привести к тому, что температура блока головок цилиндров и моторного масла превысит нормальный эксплуата ционный диапазон, что, в свою очередь, повлечёт за собой детонацию.
Существует несколько марок авиационного бензина (AVGAS). Следует внимательно следить за тем, чтобы двигатель ЛА заправлялся топливом марки, указанной производителем. Правильная марка топлива указы вается в руководстве по лётной эксплуатации или ин струкции пилота либо на плакате в кабине пилота, а также рядом с наливной крышкой. Ни в коем случае нельзя использовать автомобильный бензин для за правки авиационных двигателей, за исключением тех случаев, когда двигатель был специально модифициро ван для такого использования.
В настоящее время на ЛА с поршневыми двигателями применяется авиационный бензин следующих марок (октановых чисел): AVGAS 80, 100 и l00LL. Хотя окта новое число бензинов AVGAS 100 и AVGAS l00LL оди наково, последний отличается от первого низким со держанием свинца. Топливо для ЛА с газотурбинными двигателями классифицируется как JET А, JET А-1 и JET В. Реактивное топливо фактически представляет собой керосин и характеризуется отчётливым кероси новым запахом. Поскольку ошибка в выборе топлива для заправки двигателя чрезвычайно опасна, в то пливо каждой марки добавляется соответствующий
краситель, помогающий определить марку и октано вое число топлива (рис. 6-32).

- -
Помимо цвета самого топлива, система цветового применяется и в аэропортах для маркировки раз личного топливного оборудования. Например, марка топлива AVGAS обозначается белыми буквами на крас ном фоне, а реактивного топлива - белыми буквами на чёрном фоне.
![]()
![]()
Красный Зелёный Синий Бесцветный или
бледно-жёлтый
AVGAS AVGAS AVGAS JET А
80 100 100LL
Рис. 6-32. Принятая в авиации система цветовой окраски топлива.
Загрязнение топлива
Аварии, связанные с отказом двигателя из-за загрязне ния топлива, часто имеют своей причиной:
пренебрежение надлежащим предполётным осмо тром со стороны пилота;
заправку ЛА неправильно отфильтрованным то пливом из небольших баков или цистерн;
длительную стоянку ЛА с частично заполненными топливными баками;
отсутствие надлежащего обслуживания.
Топливо должно быть слито из дренажа топливного фильтра и из отстойника каждого бака в прозрачный контейнер, а затем проверено на содержание примесей и воды. При сливе топливного фильтра вода в баке мо жет появиться только после того, как всё топливо будет слито из топливопровода, ведущего в бак. Это означает, что в баке осталась вода, а в топливопроводе, ведущем к фильтру, ещё присутствует топливо. Поэтому необ ходимо слить из фильтра достаточное количество то плива, чтобы убедиться, что в бак полностью пуст. Это количество зависит от протяжённости топливопровода от бака к дренажу. Если в первом образце топлива обна ружены вода или другие примеси, необходимо слить и проверить новый образец, и так до тех пор, пока следы примесей не исчезнут.
Вода может остаться в топливных баках и после того, как образцы, слитые из топливного фильтра, переста нут содержать следы воды.
Эта остаточная вода может быть удалена только при сливании дренажа отстойника каждого топлив ного бака.
Вода - наиболее часто встречающаяся примесь в то пливе. О наличии втопливе водной взвеси можно судить
по мутности топлива или по очевидному отделению воды от окрашенного топлива после того, как топливо отстоится в баке. В качестве меры предосторожности, топливные отстойники должны сливаться перед каж дым полётом, во время предполётного осмотра.
Для того, чтобы предотвратить конденсацию влаги в топливных баках, они должны наполняться топливом после каждого полёта или после последнего полёта по лётного дня. Для предотвращения загрязнения топлива не следует дозаправлять баки из бидонов и канистр.
При нахождении в отдалённой местности или в аварийных ситуациях может случиться так, что доза правка из источников, не обеспечивающих необходи мой степени очистки топлива, окажется неизбежной. Хотя в такой ситуации замша или воронка могут оказаться единственными доступными средствами для фильтрации топлива, следует понимать, что ис пользование их чрезвычайно опасно. Помните, что ис пользование замши не всегда способно предотвратить загрязнение топлива. Изношенная замша пропускает воду, равно как и новая чистая замша, если она уже влажная или мокрая. Пропускают воду и почти все ис кусственные замши.
Дозаправка топливом
В результате трения воздуха о поверхность ЛА, а также при прохождении топлива через заправочный шланг и сопло во время дозаправки образуется статическое электричество. Нейлоновые, дакроновые и шерстяные ткани особенно склонны накапливать статическое электричество, впоследствии передавая его от чело века к горловине топливного бака или топливоза правочному штуцеру. Для защиты от воспламенения топлива разрядом статического электричества пред усматривается провод заземления, который должен прикрепляться к ЛА перед тем, как с топливного бака снимается крышка. Поскольку ЛА и топливозаправщик имеют различные электростатические заряды, чрезвы чайно важно соединить их заземляющей перемычкой. При соединении ЛА и топливозаправщика разность потенциалов между ними становится равна нулю. Топливозаправочный штуцер должен быть соединён с ЛА перед началом дозаправки и оставаться соединён ным до завершения этого процесса. Когда дозаправка производится из автоцистерны, её следует заземлить перед тем, как штуцер коснётся топливного бака ЛА.
Если необходима дозаправка из канистр или бидо
нов, их также следует заземлить и присоединить к корпусу ЛА заземляющей перемычкой. Канистру сле дует разместить возле штыря заземления и перед снятием топливной крышки провести следующую серию соединений:
соединить землю с ЛА;
соединить канистру (или топливозаправочный штуцер) с ЛА.
После завершения дозаправки ту же процедуру необ ходимо выполнить в обратном порядке.
При процеживании топлива через замшу заряд ста тического электричества увеличивается, и возрастает опасность искрения. Поэтому ЛА должен быть надле жащим образом заземлён, а штуцер, замшевый фильтр и воронка - присоединены к ЛА заземляющей пере мычкой. При использовании бидона его следует при соединить либо к штырю заземления, либо к воронке. Ни при каких условиях не следует использовать для дозаправки пластиковое ведро или иной изолирую щий контейнер.
Электросистема
Большинство ЛА оборудуются электросистемами постоянного тока с напряжением сети 14 или 28 В. Типовая электросистема ЛА состоит их следую щих компонентов:
генератор переменного/постоянного тока;
аккумулятор;
главный выключатель/выключатель аккумуля тора;
выключатель генератора переменного/постоян ного тока;
электрическая шина, предохранители и прерыва- тели цепи;
регулятор напряжения;
амперметр/измеритель нагрузки;
электрическая проводка.
Генераторы постоянного или переменного тока с приводом от двигателя подают электрический ток в электросистему ЛА. Они также поддерживают необ ходимый уровень заряда аккумулятора. Аккумулятор обеспечивает электропитание для запуска двигателя и является дополнительным источником электроэнер гии в случае отказа генератора.
При низких оборотах двигателя большинство генера торов постоянного тока не могут обеспечить электро питание, достаточное для работы всей электросистемы ЛА. Поэтому при низких оборотах электрические при боры частично питаются от аккумулятора, который может при этом быстро разрядиться.
Генератор переменного тока имеет целый ряд преимуществ над генератором постоянного тока. Генератор переменного тока вырабатывает ток доста точной величины, чтобы обеспечивать питанием всю электросистему ЛА даже при низких оборотах двига теля, поскольку в таком генераторе вырабатывается
переменный ток, который затем преобразуется в посто янный. Вне зависимости от частоты вращения двига теля электрическая мощность генератора переменного тока остаётся более или менее постоянной.
Некоторые ЛА снабжены разъёмами, к которым можно подключить внешний аэродромный пусковой агрегат (АПА), обеспечивающий электропитание для запуска двигателя. Это бывает крайне полезно, осо бенно при холодной погоде. Для получения информа ции о запуске двигателя с использованием АПА об ратитесь к руководству по лётной эксплуатации или инструкции пилота.
Включение и выключение электросистемы произ водится главным выключателем (рубильником). При установке главного выключателя в положение ON («вкл.») электроэнергия поступает ко всему электро оборудованию ЛА, за исключением системы зажига ния. К приборам, питающимся от электросистемы ЛА, относятся:
аэронавигационные огни;
огни для предотвращения столкновений;
посадочные огни;
рулёжные фары;
освещение кабины пилотов;
подсветка приборов панели управления;
радиоаппаратура;
указатель курса;
топливомеры;
электрический топливный насос;
система предупреждения о сваливании;
система обогрева приёмника воздушного давления;
пусковой двигатель.
Многие ЛА оснащаются выключателем аккумуля тора, который управляет подачей электроэнергии от аккумулятора в электросистему, аналогично главному выключателю. Помимо этого, предусматривается выключатель генератора, который позволяет пи лоту исключить генератор из электросистемы в слу чае его отказа (рис. 6-33).

Рис. 6-33. Главный выключатель состоит из двух частей: левая для выключения генератора, правая для выключения батареи.
Если левая половина главного выключателя пере ведена в положение OFF («выкл.»), вся электрическая нагрузка переключается на аккумулятор. В этом слу чае всё электрооборудование помимо наиболее су щественного должно быть выключено, чтобы эконо мить заряд аккумулятора.
Соединительным элементом между основной электросистемой и электрооборудованием является
электрическая шина. Это упрощает электропроводку ЛА и обеспечивает узловую точку, из которой напряже ние может распределяться по всей системе (рис. 6-34).
Предохранители или прерыватели цепи использу ются для защиты цепей и оборудования от электри ческой перегрузки. На борту ЛА должны находиться запасные предохранители соответствующего тока, которые позволили бы заменить неисправные или

Блок управления генератором
------<8--
Си
гнальная лампа
цепи низкого напряжения
Выход цепи низкого напряжения
К размыкателю
--
FUEL IND.
--{
BCN PITOT
Земля
PULL .-{
OFF STROBE
RAD\O FAN
8-
LDG LTS
.-{
FLAP
INST LTS
4--
STBY VAC
'=- К прерывател
Замыкатель цепи закрылка стартера
--
DOME-
,щ J
Гнездо подключения наземных служб
--
RAD101
RAD10 2
Прерыватель цепи (автомат)
-+1-- Диод
..лlVV'- Резистор
Прерыватель цепи Предохранитель (кнопка)
Прерыватель цепи Конденсатор
(трёхпозиционныйтумблер) (фильтр шумов)
К расходомерам топлива
К проблесковому огню К обогревателю ПВД
К вентилятору радиостанции К стробирующему сигналу
К посадочным огням
К выключателю зажигания К закрылкам
К красному освещению дверей
К сигнализации низкого напряжения К подсветке приборной доски
К датчику т-ры масла
К координатору поворота
К сигнализации низкого вакуума Выключатель вакуумного насоса
К белому освещению дверей К реле бесшумной настройки К освещению штурвала
К навигационным огням К плафону
К радиостанции
К радиостанции
К транспондеру и кодирующему высотомеру
К радиостанции
Рис. 6-34. Схемаэлектросистемы ЛА.
перегоревшие предохранители. Прерыватели цепи вы полняют ту же функцию, что и предохранители, но после срабатывания могут быть возвращены в исходное состо яние, не требуя замены. На каждом щитке предохрани телей или прерывателей цепи указано наименование цепи и предельный ток предохранителя/прерывателя.
Амперметр используются для контроля мощности в электросистеме ЛА. По показаниям амперметра можно судить о том, обеспечивает ли генератор постоянного/ переменного тока достаточный уровень электроэнер гии. По ним также видно, получает ли аккумулятор электрический заряд от генератора.
На циферблате амперметра нулевая точка нахо дится в середине, а по обеим сторонам от неё - шкалы отрицательной и положительной разметки (рис. 6-35). Когда стрелка амперметра указывает на какое-либо деление положительной шкалы, это означает, что ак кумулятор заряжается. Отрицательная индикация означает, что происходит разрядка аккумулятора, по скольку больший ток поступает из него, чем к нему. Приближение стрелки к пределу отрицательной шкалы свидетельствует об отказе генератора, а к пре делу положительной шкалы - об отказе регулятора напряжения. Необходимые действия в таких случаях описаны в руководстве по лётной эксплуатации или инструкции пилота.

Рис. 6-35. Амперметр и измеритель нагрузки.
Не все ЛА оснащаются амперметром. На некоторых на панели управления установлена сигнальная лам почка, загорание которой означает разрядку аккуму лятора в результате отказа генератора. Необходимые действия в этом случае описаны в руководстве по лёт ной эксплуатации или инструкции пилота.
Ещё один электрический индикатор - измеритель нагрузки. Он отображает электрическую нагрузку на генератор переменного/постоянного тока. Шкала этого индикатора начинается с нуля (рис. 6-35). Измеритель нагрузки показывает, какая доля установ ленной мощности генератора отбирается из системы электроприборами и аккумулятором. Если отклю чить все электроприборы, измеритель нагрузки будет
показывать, какая часть установленной мощности идёт на заряд аккумулятора.
Регулятор напряжения управляет скоростью заряда аккумулятора, стабилизируя электрический выход ге нератора переменного/постоянного тока. Напряжение на выходе генератора должно быть выше, чем напряже ние аккумулятора. Например, для питания 12-вольто вого аккумулятора необходим генератор напряжением примерно 14 В. Благодаря разнице в напряжениях ак кумулятор всегда будет оставаться заряженным.
Гидравлические системы
Гидравлические системы широко применяются в авиа ции. Например, в лёгких самолётах гидравлика обычно управляет колёсными тормозами, убирающимся шасси, а иногда и воздушными винтами постоянной скорости. В больших самолётах гидравлика использу ется для приведения в движение плоскостей управле ния, закрылков, интерцепторов и других систем.
Обычная гидравлическая система состоит из гидро бака, насоса (ручного, электрического или с приводом от двигателя), фильтра (для обеспечения чистоты рабо чей жидкости), селекторного клапана (для выбора на правления потока), разгрузочного клапана (для снятия избыточного давления) и гидроусилителя (рис. 6-36).
О Подача рабочей жидкости

О Возвратная жидкость Гидравлическое давление
Предохранительный
клапан
Распределительный
клапан Гидроцилиндр
двойного действия
Рис. 6-36. Типовая гидравлическая система.
Рабочая жидкость под давлением подаётся в си стему, а оттуда - в гидроусилитель или сервопривод. Сервопривод - это цилиндр с поршнем внутри, который превращает энергию рабочей жидкости в работу и соз даёт мощность, необходимую для приведения в движе ние системы ЛА или органа управления. В зависимости от применения, сервоприводы могут быть однократного
или двойного действия. Это означает, что рабочая жидкость может поступать в сервопривод с одной или с обеих сторон. Сервопривод однократного действия создаёт усилие в одном направлении. Селекторный клапан позволяет контролировать направление потока рабочей жидкости. Это бывает необходимо при таких операциях, как выпуск и уборка шасси, когда рабочая жидкость должна создавать усилие в двух различных направлениях. Разгрузочный клапан обеспечивает вы пускной канал на случай возникновения в системе из быточного давления рабочей жидкости. Состав компо нентов гидравлической системы может варьироваться в зависимости от конструкции и назначения каждого конкретного ЛА.
В гидравлических системах лёгких ЛА чаще всего используется рабочая (тормозная) жидкость на ми неральной основе. Эта жидкость представляет собой керосиноподобный нефтепродукт и имеет хорошие смазочные свойства. В неё также добавляются присадки, предотвращающие вспенивание и препятствующие воз никновению коррозии. Жидкость химически стабильна, и её вязкость при изменении температуры почти не меняется. Для того, чтобы жидкость было легче распоз нать, её окрашивают. В авиации используется несколько видов рабочих жидкостей, и в гидравлическую систему конкретного ЛА следует заливать именно ту жидкость, которую рекомендовал производитель. Для дальнейшей информации обратитесь к руководству по лётной экс плуатации, инструкции пилота или руководству по тех ническому обслуживанию ЛА.
Шасси
Шасси обеспечивает несущую поддержку ЛА на земле (воде). Наиболее распространённым является колёс ное шасси, но ЛА также могут оснащаться поплавками (для передвижения по воде) и лыжами (для посадки на снег) (рис. 6-37).

Рис. 6-37. Шасси обеспечивает поддержку ЛА при взлёте, посадке, рулении и парковке.
Шасси лёгкого самолёта состоит из трёх колёс: два главных колеса (по одному на каждой стороне фюзе ляжа) и третьего, расположенного либо в носовой, либо в хвостовой части самолёта. Шасси с расположенным сзади колесом называется «шасси обычной схемы». Самолёты с шасси обычной схемы часто называют самолётами с хвостовым колесом. Если третье колесо расположено в носовой части, его называют носовым колесом, а такая конструкция носит название «трёх опорное шасси». Управляемое носовое или хвостовое колесо позволяет контролировать направление движе ния самолёта во время перемещения на земле.
Самолёты с трёхопорным шасси
Самолёт с трёхопорным шасси имеет три преимуще ства:
такое шасси позволяет более активно использовать тормоза на высокой скорости без опасности капо тирования самолёта;
оно обеспечивает пилоту больший передний обзор при взлёте, посадке и рулении;
при движении по земле оно предотвращает виля ние хвоста и обеспечивает лучшую путевую устой чивость во время наземных операций за счёт того, что центр тяжести самолёта (ЦТ) находится перед главными колёсами. Расположенный спереди ЦТ даёт самолёту возможность двигаться по прямой линии во время руления на земле.
Носовое колесо может быть управляемым или са моориентирующимся. Управляемое носовое колесо соединяется с рулём направления с помощью тросов или тяг. Самоориентирующееся колесо свободно вра щается на шарнире. В обоих случаях управление ЛА производится с помощью педалей руля направления. При управлении ЛА с самоориентирующимся носовым колесом пилоту приходится одновременно использо вать педали руля направления и тормоза.
Самолёты с хвостовым колесом
У самолётов с хвостовым колесом основной вес кон струкции приходится на два главных колеса, прикре плённых к планёру перед его ЦТ. Хвостовое колесо, расположенное в самом конце фюзеляжа, обеспечивает третью точку опоры. Такая схема позволяет поднять воздушный винт (даже при достаточно большом его диаметре) на безопасное расстояние от земли и пред почтительна при взлёте/посадке на необработанное поле (рис. 6-38).
Поскольку ЦТ самолёта с хвостовым шасси находится позади главных колёс, курсовое управление таким самолётом на земле затруднено. В этом заключается

Рис.6-38. Хвостовое шасси.
главный недостаток хвостового шасси. Например, если при движении по земле на малой скорости пилот допу стит виляние самолёта, хода руля направления может оказаться недостаточно для выравнивания курса, и самолет опишет петлю.
Ограниченность переднего обзора при опущенном на землю хвостовом колесе является вторым недостатком таких самолётов. Из-за наличия этих системных про блем пилоты, эксплуатирующие самолёты с хвостовым колесом, должны проходить специальное дополнитель ное обучение.

Рис. 6-39. Самолёты с неубирающимся и убирающимся шасси.
Неубирающееся и убирающееся шасси
Помимо классификации по расположению, шасси также подразделяются на неубирающиеся и убира ющиеся. Неубирающееся шасси всегда находится в выпущенном положении. Преимуществом такой кон струкции является простота в сочетании с неприхот ливостью в обслуживании. Убирающееся шасси обе спечивает большую обтекаемость, складываясь внутрь планера ЛА в режиме крейсерского полёта (рис. 6-39).
Тормоза
Тормоза ЛА расположены на главных колёсах и при водятся в действие ручкой или ножными педалями. Ножные педали работают независимо друг от друга и дают возможность дифференциального торможе ния. Во время движения по земле, дифференциальное торможение может использоваться для курсового контроля ЛА совместно с управлением носовым или хвостовым колесом.
Герметизированные самолёты
Самолёты летают на больших высотах по двум причи нам. Во-первых, при заданной скорости, чем больше высота полёта, тем меньше расход топлива, поскольку кпд самолёта на больших высотах увеличивается. Во вторых, областей с плохими погодными условиями и турбулентностью можно избежать, обогнув их сверху. Большинство современных самолётов проектируется для полётов на большой высоте, чтобы в полной мере воспользоваться этими преимуществами. Для по лётов на значительных высотах самолёт должен быть герметизирован. Пилотам, управляющими такими самолётами, необходимо знать основные принципы герметизации ЛА.
В обычной системе регулирования внутреннего дав ления кабина пилотов, пассажирский салон и багажное отделение объединены в герметичный блок, способный сохранять большее давление воздуха, чем атмосферное давление за бортом воздушного судна. На самолётах, оснащённых газотурбинными двигателями, для гер метизации кабины -используется воздух, отбираемый из секции компрессора двигателя. В старых моделях газотурбинных самолётов для нагнетания воздуха в герметичный фюзеляж используются нагнетатели над дува. В поршневых самолётах может использоваться воздух, подаваемый нагнетателями каждого двига теля через звуковой диффузор (ограничитель потока). Воздух покидает фюзеляж через отверстие, называе мое выпускным клапаном. Регулируя интенсивность выходного потока, выпускной клапан обеспечивает
Высота, м | Давление, мм рт.ст. | ||
о | 760,0 | ||
1000 | 674,1 | ||
2000 | 596,2 | ||
На высоте 3 км стандартное L давление воздуха равно 525,8 мм рт.ст. ( | |||
3000 | 525,8 | ||
4000 | 462,2 | ||
5000 | 405,1 | ||
На высоте 8 км стандартное атмосферное давление равно 266,9 мм рт.ст. Прибавив к этому значению величину перепада давлений в кабине 258,8 мм рт.ст., получаем, что действительное давление | |||
6000 | 353,8 | ||
7000 | 307,8 | ||
8000 | 266,9 | ||
в кабине равно 525,8 мм рт.ст. ( | |||
9000 | 230,5 | ||
10000 | 198,2 | ||

Радиатор
Передние
воздуховоды
ДИффузор
потока
К контроллеру высоты по давлению кабины
Выпускной клапан
Рис. 6-40. Высокопроизводительная система герметизации самолёта.
постоянное давление воздуха в герметизированной области (рис. 6-40).
Система герметизация кабины обычно способна со хранять высоту давления в кабине на уровне примерно 2,5 км на максимальной расчётной крейсерской высоте самолёта. Это позволяет предотвратить резкие измене ния высоты давления в кабине, которые могут вызвать неприятные ощущения или нанести вред пассажирам и команде. Помимо этого, система герметизации до пускает относительно быстрый воздухообмен между кабиной и наружной атмосферой. Это необходимо для того, чтобы устранить запахи и обеспечить вентиля цию кабины (рис. 6-41).
Герметизация кабины самолёта является общепри нятым способом защиты команды и пассажиров от кис
Рис. 6-41. Таблица стандартного атмосферного давления.
герметизации кабины и быть готова к аварийным дей ствиям, если это произойдёт.
Для понимания принципов герметизации и конди ционирования воздуха нужно знать значение следую щих терминов:
высота ЛА - действительная высота над уровнем моря, на которой движется ЛА;
наружная температура - температура за бортом ЛА в непосредственной близости от него;
наружное давление - давление за бортом ЛА в не посредственной близости от него;
высота давления в кабине - давление в кабине в пересчёте на эквивалентную высоту над уров нем моря;
перепад давлений - разница между давлениями с одной и с другой стороны стены. При применении авиационных систем герметизации и кондициони рования воздуха возникает разница между давле нием в кабине и атмосферным давлением.
Система контроля давления обеспечивает регули ровку давления в кабине, снижение этого давления, сброс вакуума и возможность выбора необходимого давления в кабине в изобарическом и дифференциаль ном диапазонах. Помимо этого, система выполняет функцию аварийного сброса давления в кабине. Для выполнения этих задач используются регулятор дав ления в кабине, выпускной клапан и предохранитель
лородного голодания. Внутри герметизированной ка бины пассажиры могут безопасно находиться в течение длительного времени, особенно если высота давления в кабине сохраняется на уровне 2,5 км или ниже (в этом случае в обеспечении кислородом с помощью специаль ного оборудования нет необходимости). Команда такого самолёта должна знать об опасности случайной потери
ный клапан.
Регулятор давления управляет давлением в кабине, сохраняя определённое его значение в изобарическом диапазоне и ограничивая до некоторого дифферен циального значения в дифференциальном диапазоне. Если самолёт достиг высоты, на которой перепад дав лений между внутренней областью кабины и внешней


Указатель вертикальной скорости кабины
Рис. 6-42. Индикаторы герметизации кабины.
атмосферой становится равным максимальному пере паду давлений, предусмотренному для данной кон струкции фюзеляжа, дальнейшее увеличение высоты самолёта приведёт к соответствующему увеличению высоты давления в кабине. Контроль перепада давлений необходим для того, чтобы избежать превышения над максимальным перепадом, на который рассчитан фюзе ляж самолёта. Этот перепад определяется структурной прочностью кабины, а иногда - и соотношением между размером кабины и площадью зоны вероятного разру шения (окон и дверей).
Предохранительный клапан давления в кабине пред ставляет собой комбинацию клапанов понижения дав ления, сброса вакуума и аварийного сброса давления. Клапан понижения давления не позволяет давлению в кабине превысить предустановленный перепад давле ний между ним и наружным давлением. Клапан сброса вакуума не допускает, чтобы наружное давление превы сило давление в кабине. В этом случае он открывается, и в кабину поступает наружный воздух. Аварийный клапан сброса давления управляется выключателем на панели управления в кабине пилотов. При нажатии вы ключателя открывается электромагнитный вентиль, и клапан выбрасывает воздух из кабины в атмосферу.
Степень герметизации и рабочая высота ЛА ограни чиваются несколькими важнейшими конструктивными факторами. Прежде всего, конструкция фюзеляжа рассчитана на определённый максимальный пере пад давлений.
Совместно с регулятором герметизации используются ещё несколько приборов. Дифференциальный мано метр кабины отображает разницу между внутренним и наружным давлениями. Необходимо следить за по казаниями этого прибора, не допуская, чтобы перепад
Индикатор перепада давлений в кабине (в фунтах на дюйм)
Индикатор высоты
по давлению в кабине (в тыс. футов)
Предел перепада давлений в кабине
Индикатор перепада давлений в кабине
давлений кабины превысил разрешённый максимум. Кабинный высотомер также помогает контролировать работу системы герметизации. В некоторых случаях оба эти прибора объединяются в один. Третий прибор ото бражает скорость набора высоты или снижения кабины. Указатель вертикальной скорости и индикатор перепада давлений в кабине показаны нарuс. 6-42.
По определению, декомпрессия - это неспособность системы герметизации ЛА сохранять предусмотренный перепад давлений. Она может быть вызвана неисправно стью системы герметизации или структурным повреж дением ЛА.
С точки зрения физиологии декомпрессия подразделя ется на две категории.
Взрывная декомпрессия, когда давление в кабине меняется быстрее, чем могут расширяться лёгкие человека. Такая декомпрессия способна вызвать разрыв лёгких. В обычных условиях, в отсутствие препятствий (например, кислородной маски), воз дух покидает лёгкие человека в течение 0,2 сек. Большинство специалистов считают декомпрессию, происходящую быстрее, чем за 0,5 сек, взрывной и потенциально опасной для здоровья человека.
Быстрая декомпрессия, когда давление в кабине ме няется медленнее, чем расширяются лёгкие. Такая декомпрессия не наносит вреда здоровью.
Во время взрывной декомпрессии обычно слышится шум, и человек ненадолго может потерять сознание. Воздух кабины наполняется туманом, пылью или об ломками. Туман образуется вследствие резкого падения температуры и изменения относительной влажности. Заложенность ушей обычно проходит сама. Воздух вы ходит из носа и рта, поскольку лёгкие освобождаются от него, и это иногда может быть заметно.
При быстрой декомпрессии период активного созда ния сокращается, потому что кислород быстро выходит из лёгких и внутреннее давление тела падает. Это сни жает парциальное давление кислорода в крови и сокра щает время эффективной работоспособности пилота до 25-30% его нормальной продолжительности. По этой причине на очень больших высотах (10 км и более) не обходимо использовать кислородную маску. Во время полёта на больших высотах членам экипажа самолётов, оснащённых кислородной системой типа «лёгочный ав томат», рекомендуется устанавливать регулятор кисло рода в положение «100% кислорода».
Основная опасность декомпрессии заключается в кислородном голодании (гипоксии). Поэтому для того, чтобы избежать потери сознания, при декомпрессии не обходимо быстро и надлежащим образом использовать кислородное оборудование. Другая потенциальная опас ность, угрожающая пилотам, команде и пассажирам при высотной декомпрессии, - развитие кессонной (де компрессионной) болезни. Это заболевание возникает при значительном падении давления тела, когда азот, растворённый в крови и тканях организма, выделяется из смеси и образует пузырьки, которые способны разру шить стенки клеток и кровеносных сосудов.
Декомпрессия, вызванная структурным повреждением ЛА, создаёт и другую опасность для пилотов, экипажа и пассажиров - быть выброшенными или вынесенными из кабины ЛА, если они находятся в непосредственной близости от отверстий в фюзеляже (например, дверей или люков). Люди, находящиеся вблизи от таких отвер стий, должны сохранять пристёгнутыми ремни безопас ности в течение всего времени, когда ЛА остаётся герме тизированным, а они находятся на своих местах. Из-за структурных повреждений корпуса ЛА люди также могут подвергнуться воздействию порывов ветра и сверхниз ких температур.
Для минимизации этих опасностей необходимо как можно быстрее уменьшить высоту полёта. Все гермети зированные ЛА оборудуются системами визуального и звукового предупреждения о разгерметизации.
Кислородные системы
Большинство высотных ЛА оборудуется теми или иными стационарными кислородными установками. Если стационарная установка не предусмотрена, во время полёта используется портативное кислородное оборудование. Портативное оборудование обычно со стоит из баллона, регулятора, маски и датчика дав ления (манометра). Авиационный кислород обычно хранится в баллонах высокого давления при давлении 124-152 бара. Когда температура наружного воздуха, окружающего кислородный баллон, падает, давление
в нём уменьшается, поскольку при неизменном коли честве газа его давление прямо пропорционально тем пературе. Поэтому при уменьшении индикаторного давления в запасных кислородных баллонах нет при чин предполагать утечку - просто объём кислорода уменьшился вследствие того, что баллоны хранились в необогреваемом отсеке ЛА. На кислородные бал лоны высокого давления должна быть нанесена мар кировка допустимого давления (например, 124 бара или 1800 psi). Баллоны должны заполняться исключи тельно авиационным кислородом, который представ ляет собой стопроцентный кислород. Промышленный кислород не предназначен для дыхания и может со держать примеси, а медицинский кислород содержит водяной пар, который может замёрзнуть в регуляторе при низких температурах. В целях безопасности необ ходимо проводить периодические проверки кислород ной системы.

Рис. 6-43. Регуляторкислороднойсистемы.
Кислородная система состоит из маски (или ка нюли) и регулятора, который обеспечивает подачу кислорода в зависимости от высоты давления в кабине. Использование канюлей допустимо только при полё тах на высотах менее 5,5 км. Регуляторы, разрешённые к применению на высотах до 12 км, должны обеспечи вать подачу в систему смеси в диапазоне от стопроцент ного кабинного воздуха (0% кислорода) при высотах давления в кабине менее 2,5 км и до стопроцентного кислорода (0% кабинного воздуха) при высоте давле ния примерно 10 км (рис. 6-43). Регуляторы, разрешён ные к применению на высотах до 14 км, должны обе спечивать подачу смеси в диапазоне от 40% кислорода (60% кабинного воздуха) на малых высотах и до сто процентного кислорода на больших высотах. Пилотам ЛА, не оборудованных кислородными системами, сле дует избегать полётов на высоте более 3 км днём и бо лее 2,5 км - ночью.
Пилоты, использующие кислородную систему, должны знать об опасности пожара. Материалы,
практически огнеупорные в обычной атмосфере, в ат мосфере, обогащённой кислородом, могут быть под вержены возгоранию. Масла и смазочные вещества при контакте с кислородом могут воспламеняться, и их нельзя использовать для герметизации клапанов и соединений кислородных систем. Курить при исполь зовании любого кислородного оборудования катего рически воспрещается. Перед каждым полётом пилот должен тщательно осмотреть и протестировать всё кислородное оборудование. Осмотр должен включать в себя полную проверку кислородного оборудования ЛА, включая весь запас кислорода, проверку работоспособ ности системы и обеспечение доступности аварийного запаса кислорода. Осмотр должен проводиться чи стыми руками и включать в себя: визуальный осмотр маски и шлангов с целью обнаружения разрывов, тре щин или усталости материала; осмотр состояния и положения клапанов и органов управления; проверку расположения и работоспособности манометров, инди каторов расхода кислорода и соединений. Необходимо надеть маску и проверить работоспособность системы. После любого использования кислородной системы нужно убедиться, что все компоненты выключены, а клапаны закрыты.
Кислородные маски
Существует множество типов и конструкций кисло родных масок. Перед использованием кислородной маски самое главное - удостовериться, что она со вместима с кислородной системой. Маски членов эки пажа должны плотно прилегать к лицу с минимальной утечкой кислорода и обычно содержат микрофон. Большинство производимых масок имеют «ороназаль ную» конструкцию - они прикрывают только рот и нос человека.
Маска пассажира, как правило, представляет собой простое литое резиновое изделие чашевидной формы, достаточно гибкое, чтобы не нуждаться в индивидуаль ной подгонке. Она может быть снабжена эластичной полоской для закрепления на голове, либо пассажир может прижимать её к лицу рукой.
Кислородные маски должны оставаться чистыми, чтобы исключить опасность инфекции и продлить срок их эксплуатации. Для чистки маски промойте её водой с небольшим добавлением мыла и ополосните чистой водой. Если маска содержит микрофон, вместо опола скивания в проточной воде протрите её чистой тканью. Маска также должна быть дезинфицирована. Для этого протрите её марлевым тампоном, предварительно обмакнув его в водный раствор спирта (20% чайной ложки спирта на литр воды). Вытрите маску чистой тканью и дайте просохнуть.
Канюли
Канюля - это отрезок пластиковой трубки эргономи ческой формы, вставляемый в нос. Канюли часто ис пользуются для подачи кислорода в негерметизирован ных ЛА (рис. 6-44). Канюли обычно более комфортны в использовании, чем маски, и могут применяться на высотах до 5,5 км. При полёте на высотах более 5,5 км необходимо использовать кислородную маску. Канюли часто комплектуются расходомером. При использова нии таких канюлей пилот должен периодически про верять, не изменился ли цвет расходомера.

Рис. 6-44. Канюля с зелёнымрасходомером.
Кислородные системы смешанного типа
В кислородных системах смешанного типа кислород подаётся только тогда, когда потребитель делает вдох через маску. С помощью рычага подсоса регулятор автоматически смешивает воздух кабины с кислоро дом либо подаёт в систему стопроцентный кислород (в зависимости от высоты давления в кабине). Маска смешанного типа плотно прилегает к лицу, исключая попадание наружного воздуха, и может безопасно ис пользоваться на высотах до 12 км. Пилот, имеющий бороду или усы, должен подстричь их таким образом, чтобы они не препятствовали прилеганию ки.сло родной маски. Прилегание маски к бороде или усам должно быть проверено на земле перед полётом.
Кислородные системы типа «лёгочный автомат>>
Кислородные системы типа «лёгочный автомат» в целом аналогичны системам смешанного типа, за ис ключением того, что кислород подаётся в маску под
давлением на высотах давления в кабине выше 10 км. Такие системы комплектуются регулятором запроса давления, который создаёт воздуха- и кислородонепро ницаемое уплотнение, а также обеспечивает положи тельное давление кислорода в полнолицевой маске, по зволяющее подавать кислород под давлением в лёгкие потребителя. Это делает использование регуляторов запроса давления безопасным на высотах более 12 км. В некоторых системах регулятор запроса давления устанавливается не на приборную доску, а непосред ственно на маску. Такие регуляторы исключают ис пользование длинного шланга, который необходимо освободить от воздуха, прежде чем кислород начнёт поступать в маску.
Кислородные системы непрерывного потока
Кислородными системами непрерывного потока обычно обеспечиваются пассажиры ЛА. Маска пас сажира обычно снабжена дыхательным мешком, в котором во время выдоха потребителя накапливается кислород из системы непрерывного потока. Кислород, накапливаемый в дыхательном мешке, обеспечивает более высокую интенсивность всасывания в период вдоха, что уменьшает поступление в маску наружного воздуха. По мере того, как запас кислорода в дыхатель ном мешке истощается, при вдохе к нему начинает до бавляться· окружающий воздух. Выдыхаемый воздух уходит за пределы маски (рис. 6-45).

Рис. 6-45. Кислородная маска непрерывного потока с дыхательным мешком.
Электрические кислородные системы пульсового действия
Портативные электрические кислородные системы пульсового действия обеспечивают поступление кис лорода в маску на основе индивидуального дыхатель ного ритма потребителя, создавая приток кислорода в начальной фазе вдоха. Системы пульсового действия исключают непроизводительный расход кислорода, поскольку он поступает в маску только во время вдоха. В сравнении с системами непрерывного потока, пульсовой метод может снизить расход кислорода на 50-85%. Большинство кислородных систем пульсового действия комплектуются внутренним барометром, который автоматически компенсирует увеличение вы соты, повышая количество кислорода, поступающего в маску при каждом цикле (рис. 6-46).

Рис. 6-46. Портативная кислородная система пульсового действия.
Пульсовые оксиметры
Пульсовой оксиметр - это устройство, которое изме ряет содержание кислорода в крови человека, а также частоту пульса. Принцип действия этого неинвазивного прибора основан на том, что красные кровяные тельца при насыщении кислородом меняют цвет. Посылая световой импульс определённой частоты через палец
и измеряя прошедшее через него излучение, пульсовой оксиметр определяет степень насыщения крови кис лородом с погрешностью не более 1%. Благодаря своей компактности и скорости работы, оксиметры очень распространены в авиации среди пилотов, управляю щих негерметизированными ЛА на высотах более 4 км, где использование кислородных систем обязательно. Пульсовые оксиметры позволяют членам экипажа и пассажирам ЛА оценить свою реальную потребность в дополнительном кислороде (рис. 6-47).

Рис. 6-47. Пульсовой оксиметр.
Обслуживание кислородных систем
Перед обеспечением ЛА кислородом обратитесь к руководству по техническому обслуживанию, чтобы определить, какое оборудование и какие мероприятия для этого необходимы. При обслуживании кислород ной системы любого ЛА необходимо соблюдать опре делённые меры предосторожности. Обслуживание кислородной системы можно проводить, только когда ЛА находится вне ангара. При работе с кислородом чрезвычайно важны личная чистота и аккуратность. Контакт сжиженного кислорода и нефтепродуктов может привести к самовозгоранию. Техники по об служиванию ЛА должны в обязательном порядке смыть грязь, масло и смазку (включая губную помаду и масло для волос) со своих рук, прежде чем начать работу с кислородным оборудованием. Также очень важно, чтобы на одежде и инструментах не было масла, смазки и грязи. Обслуживание кислородной системы на ЛА со стационарными кислородными баллонами обычно должно выполняться двумя техниками. Один находится у контрольных клапанов сервисного обору дования, а другой - там, откуда возможно наблюдать за индикаторами давления кислородной системы. Не рекомендуется обслуживать кислородную систему во время заправки ЛА топливом или других работ,
которые могут привести к возгоранию. Также не реко мендуется проводить сервисное обслуживание, когда пассажиры находятся на борту ЛА.
Противообледенительные и размораживающие системы
Задачей противообледенительного оборудования является предотвращение образования льда, в то время как размораживающее оборудование удаляет лёд после его образования. Эти системы защищают передние кромки крыльев и хвостового оперения, отверстия приёмников воздушного и статического давления, дренажные отверстия топливных баков, датчики углов атаки, лобовое стекло и лопасти несу щего винта. На некоторых ЛА дополнительно устанав ливаются огни обнаружения обледенения, помогаю щие определить степень обледенения конструкции во время ночных полётов.
Большинство лёгких ЛА оснащается только подо гревом приёмника воздушного давления и не предна значены для полётов в условиях обледенения. Эти ЛА имеют ограниченную проходимость в условиях холод ного климата (в конце осени, зимой и в начале весны). При попадании в зону обледенения такие ЛА должны немедленно её покинуть. Для дальнейшей информа ции обратитесь к руководству по лётной эксплуатации или инструкции пилота.
Противообледенительное и размораживающее оборудование крыла
На крылья и другие аэродинамические поверхности ЛА могут устанавливаться надувные пневматические про тивообледенители, представляющие собой резиновый лист, прикреплённый к рабочей кромке поверхности. Когда на кромке начинает образовываться лёд, пневмо насос с приводом от двигателя нагнетает под противо обледенитель воздух. Многие турбовинтовые ЛА на правляют отбираемый от компрессора воздух на крыло, чтобы надувать противообледенители. При надувании противообледенителя лёд трескается и отваливается от рабочей кромки крыла. Противообледенители управляются из кабины пилотов с помощью выключа теля и могут работать как в ручном режиме, так и авто матически, включаясь через определённые интервалы времени (рис. 6-48).
Ранее быпо распространено мнение, что если про тивообледенители включить слишком рано, слой льда начнёт расширяться, а не трескаться, что может при вести к явлению, называемому «ледяная перемычка». Соответственно, в подобной ситуации последующая ра бота противообледенителей окажется неэффективной.

Трубки в надутом состоянии
Рис. 6-48. Пневматические противообледенителина передней кромке крыла.
Хотя после цикла работы противообледенителей на крыле может остаться незначительное количество льда, современные противообледенители не допускают обра зования «ледяных перемычек». Пилоты могут включать противообледенители сразу, как только будет замечено появление льда. Для получения информации о работе противообледенителей на вашем ЛА обратитесь к руко водству по лётной эксплуатации или инструкции пилота. Во многих пневматических противообледенительных системах используются вакууметры и воздушные мано метры, позволяющие контролировать работу противо обледенителей. На шкалах этих приборов присутствует разметка, указывающая на эксплуатационные ограниче ния системы. В некоторых случаях на приборную панель устанавливается сигнальная лампочка, указывающая на правильное функционирование противообледенителей. Для обеспечения долговременной эксплуатации пнев матических противообледенителей необходимы пра вильный уход и своевременное техническое обслужива ние. Перед полётом противообледенители должны быть
тщательно осмотрены.
Другой способ защиты рабочих кромок от обледене ния - тепловые противообледенительные системы. Нагревание является одним из наиболее эффективных
методов предотвращения образования льда на аэроди намических поверхностях. На мощных газотурбинных самолётах горячий воздух из компрессора двигателя часто направляется на рабочие кромки крьтьев. Этот горячий воздух нагревает кромки до такой степени, что это предотвращает образование льда. В более новой разновидности тепловых противообледенительных си стем, носящей название «ТермаВинг», рабочие кромки крьтьев и горизонтального стабилизатора покрываются электроподогреваемой графитовой плёнкой. Системы

Трубки в сдутом состоянии
«ТермаВинг» обычно имеют две области подогрева. Первая область (непосредственно рабочая кромка) подогревается непрерывно, в то время как вторая (по верхность позади кромки) - периодически, с целью разрыхлить лёд и позволить аэродинамическим силам сбросить его с крьта. Тепловые противообледенитель ные системы должны быть включены до того, как ЛА войдёт в зону обледенения.
Ещё одна разновидность противообледенительной за щиты рабочих кромок (встречающаяся несколько реже, чем тепловые и пневматические системы) носит назва ние «плачущее крьто». Принцип действия «плачущего крьта» предполагает наличие небольших отверстий в передней кромке крьта. На рабочую кромку под давле нием поступает раствор антифриза, который просачи вается сквозь эти отверстия, предотвращая образование и накопление льда. Помимо недопущения обледенения, система «плачущего крьта» способна устранить уже образовавшийся лёд. Раствор антифриза ослабляет сцепление накопившегося льда с поверхностью пла нера ЛА, и аэродинамические силы сбрасывают лёд в атмосферу (рис. 6-49).

Рис. 6-49. Противообледенительная система "плачущее крыло".
Противообледенительная система лобового стекла
Существует два типа противообледенительных систем лобового стекла кабины пилотов. Первый тип основан на омывании стекла спиртовым раствором.
При своевременном использовании спирт спо собен предотвратить образование льда на стекле.

Амперметр противообледенительной системы воздушноrо винта Когдасис:темаработает, показания амперметра находятся в нормальном рабочем диапазоне. При каждом противообледенительномцикпе
стрелка вздрагивает.
Интенсивность омывающего потока контролируется с помощью дискового регулятора на приборной панели в соответствии с рекомендациями производителя ЛА.

Противообледенительвоздуwноrо винта Противообледенительразделён на две секции: внутреннюю и наружную. Вначале нагревается внутренняя секция каждой лопас:ти, затем следует фаза нагрева наружных секций. Если противообледенитель какой-либо из лопастей отказывает, это приводит к неравномерномуобледенению и сильной вибрации.
Другой, более эффективный метод борьбы с обледе нением лобового стекла - электронагрев. В лобовое_ стекло встраиваются небольшие проводки или токо проводящая сетка. При повороте выключателя на при борной панели электрический ток начинает течь по контуру, охватывающему лобовое стекло, и разогревает его до температуры, которая позволяет предотвратить образование льда на стекле. Подогрев лобового стекла должен включаться только во время полёта. При включе нии на длительное время на земле система может пере греться и повредить лобовое стекло. Предостережение: электрический ток системы электроподогрева лобового стекла может повлиять на стрелку компаса, отклоняя её от первоначального положения. Ошибка может соста вить до 40°.
Противообледенительные системы воздушного винта
Воздушные винты защищаются от образования льда посредством использования спиртового раствора или электрического подогрева. Некоторые воздушные винты оборудуются выпускными соплами, которые на правлены к корню лопасти. Из сопел под давлением вы брасывается спирт, и центробежная сила распределяет его по всей поверхности лопасти. На лопасти могут быть предусмотрены желобки, позволяющие равномерно распределить спирт по её поверхности. Это предотвра щает образование льда на рабочих кромках воздушного винта. Воздушный винт может также оснащаться конце выми противообледенителями. Противообледенитель воздушного винта состоит издвух секций- внутренней и наружной. Противообледенители содержать электро провода, которые при прохождении тока нагреваются и обогревают воздушный винт. Для контроля работы противообледенительной системы воздушного винта в неё включён амперметр. Во время предполётного осмотра необходимо проверить работоспособность противообледенителей воздушного винта. Отказа про
Рис. 6-50. Амперметр и противообледенители воздушного винта.
Другие противообледенительные и размораживающие системы
Отверстия приёмников воздушного и статического давления, дренажные отверстия топливных баков, сенсоры предупреждения о сваливании и другое обо рудование может быть защищено от образования льда с помощью электроподогрева. Проверка работоспособ ности электронагревательных систем должна прове ряться в соответствии с руководством по лётной экс плуатации или инструкцией пилота.
Работа противообледенительных и размораживаю щих систем ЛА должна проверяться перед тем, как ЛА войдёт в зону обледенения. Обледенение элементов конструкции ЛА требует немедленных действий со стороны пилота. Противообледенительное и размо
тивообледенителя одной из лопастей может привести к
неравномерной нагрузке на лопасти, что способно вы звать сильную вибрацию воздушного винта (рис. 6-50).
раживающее оборудование не предназначено для
долговременного использования в условиях силь ного обледенения.

Пилота)I<но- навигационные приборы
![]()
Безопасное пилотирование ЛА возможно лишь при ус ловии, что пилот умеет пользоваться навигационными приборами и знает, как интерпретировать их показания. Пилот также должен уметь распознавать возникающие ошибки и неисправности бортовых приборов. В насто ящей главе рассматриваются система приёмника воз душного давления и связанные с ней бортовые приборы, вакуумная система и её индикаторы, гироскопические приборы и магнитный компас. Только пилот, понима ющий принцип работы каждого бортового прибора и умеющий распознавать его неисправность, способен эффективно и безопасно использовать весь потенциал пилотажно-навигационных приборов ЛА.
Приборы системы приёмника воздушного давления
Система приёмника воздушного давления (ПВД) - это комбинированная система, измеряющая статическое давление воздуха, а также динамическое давление,
связанное с движением ЛА сквозь воздух. Показания системы датчиков давления используются для работы указателя воздушной скорости (УВС), высотомера и ука зателя вертикальной скорости (вариометра) (рис. 7-1).
Камера и магистрали полного давления
Назначением ПВД является измерение полного (сум марного) давления, которое действует на ЛА во время его движения сквозь воздух. Статическое давление, также называемое давлением окружающего воздуха, действует на ЛА независимо от того, движется ли он или находится в состоянии покоя. Это просто барометриче ское (атмосферное) давление воздуха в зоне нахожде ния ЛА. Динамическое давление возникает только при движении ЛА, поэтому его можно рассматривать как давление, связанное с движением. Ветер также создаёт динамическое давление. Движется ли ЛА сквозь непод вижный воздух со скоростью 150 км/ч или находится

Камера статического давления
Приёмник статического давления
Дефлектор
Приёмник воздушного давления (ПВд)
Набегающий поток воздуха
Отверстие для приёма статического давления
Обогреватель (35Вт)
Указатель воздушной скорости (УВС)
Указатель вертикальной скорости (вариометр)
Обогреватель (100 Вт) Выключатель
обогревателя ПВД
Вспомогательный приёмник
статическогодавления
Рис. 7-1. Система ПВД и связанные с ней бортовые приборы.
в покое, в то время как скорость ветра составляет 150 км/ч, действующее на ЛАдинамическое давление оста ётся одним и тем же.
Когда ветер дует под углом менее 90° к продольной оси ЛА, динамическое давление влияет на показания УВе. Давление, действующее на аэродинамическую поверхность при скорости ветра 40 км/ч, такое же, как если бы ЛА двигался со скоростью 40 км/ч сквозь не подвижный воздух. ПВД измеряет как динамическое давление, так и (всегда существующее) статическое давление воздуха.
В передней части ПВД есть небольшое отверстие, сквозь которое воздух входит в камеру давления. Давление, оказываемое этим воздухом, называется пол ным и является суммой динамического и статического давления. Кроме отверстия в передней части ПВД, в его задней части также есть отверстия меньшего диаме тра, через которое из системы удаляется влага (если ЛА входит в зону осадков). Оба отверстия необходимо про верить в ходе предполётного осмотра - ни одно из них не должно быть забито. На многих ЛА предусмотрены крышки ПВД, устанавливаемые, если ЛА находится на земле в течение длительного времени. Крышки пре пятствуют попаданию в отверстия ПВД насекомых и других посторонних объектов.
Одним из приборов, работа которого связана с ПВД, является УВе. Полное давление передаётся на УВе из камеры давления ПВД через небольшую трубку. На другую сторону УВе также передаётся статическое давление, в результате чего два статических давле ния компенсируют друг друга, и прибор отображает величину динамического давления. При изменении динамического давления соответственно меняются и показания УВе. В работе двух других приборов си стемы ПВД (высотомер и вариометр) используется только статическое давление, поступающее из приём ника статического давления.
Камера и магистрали статического давления
В камеру статического давления через небольшие от верстия поступает свободный невозмущённый воздух, огибающий боковые поверхности ЛА. Воздух может свободно попадать внутрь системы статического дав ления и выходить из неё благодаря трубкам малого диаметра, соединяющим узлы системы. Некоторые ЛА комплектуются вспомогательным приёмником стати ческого давления (Пед), на случай, если основной при ёмник выйдет из строя. Вспомогательный пед обычно размещается внутри кабины пилотов. В силу эффекта Вентури, возникающего при обтекании фюзеляжа на ружным воздухом, воздушное давление внутри кабины пилотов ниже, чем давление наружного воздуха.
Из-за этого при использовании вспомогательного пед возникают следующие явления:
высотомер отображает несколько большую высоту, чем в действительности;
УВе отображает большую воздушную скорость, чем в действительности;
вариометр отображает кратковременный набор высоты, а затем его показания стабилизируются вместе с высотой.
Пилот обязан свериться с руководством по лётной эксплуатации или инструкцией пилота, чтобы опре делить величину ошибки, возникающей в системе при использовании вспомогательного пед. В случае, если ЛА не оснащён вспомогательным пед, а основной при ёмник блокирован, для впуска статического давления в систему необходимо разбить стекло вариометра. При этом вариометр, скорее всего, станет непригодным к использованию. Причина выбора вариометра для описанной операции заключается в том, что показания этого прибора наименее важны для контроля полёта ЛА.
Высотомер
Высотомер - это прибор, измеряющий высоту ЛА над определённым уровнем давления. Уровни давления будут подробно рассмотрены ниже. Поскольку высо томер является единственным прибором, способным отображать высоту, это один из наиболее важных при боров ЛА. Для того, чтобы эффективно использовать высотомер, пилот должен понимать принцип устрой ства этого прибора, а также знать факторы, влияющие на точность его показаний.
Главным компонентом высотомера является набор анероидных коробок. Анероидная коробка представ ляет собой две гофрированные мембраны, сваренные между собой. Из коробки выкачан воздух, и её вну треннее давление составляет 760 мм рт. ст. (1 бар). При изменении статического давления мембраны прогибаются внутрь или наружу. Повышение стати ческого давления приводит к сжатию анероидной коробки, а его снижение (ниже 1 бара) заставляет её расшириться. Мембраны посредством механической связи соединены со стрелкой индикатора, которая при сжатии анероидной коробки отображает уменьше ние высоты полёта, а при расширении - увеличение высоты (рис. 7-2).
Обратите внимание на трубку в задней стенке кор пуса высотомера, через которую в корпус попадает воздух статического давления. Внешняя камера высо томера запаяна, в результате чего анероидные коробки окружены воздухом статического давления. Если статическое давление выше давления в анероидных коробках (1 бар), их стенки прогибаются внутрь до тех
Стрелка100 м Стрелка 10000 м

Стрелка1ООО м
свободного воздуха (+15 °С) на уровне моря, а также если давление и температура убывают стандартным образом при увеличении высоты. Поправка на нестан дартное давление вносится путём установки скоррек тированного давления на барометрической шкале, расположенной на лицевой части высотомера. Окно барометрического давления (в котором видна бароме трическая шкала) часто называют окном Кольсмана. Только после внесения поправки высотомер начинает отображать верные значения высоты. Слово «верный» нуждается в дальнейшем уточнении, когда речь идёт о типах высот, но обычно под этим словом понимается приблизительная высота над уровнем моря. Другими
словами, приборная высота (или высота по прибору)
Приёмник статического давления
Штриховой индикатор Заштрихованная область появляется на некоторых высотомерах при отображении высоты менее 3 км над СУМ.
Головкарегулятора барометрической шкалы
Окно установки высотомера
обозначает нескорректированные показания прибора после того, как в окне Кольсмана установлено бароме трическое давление. Другие типы высот будут подроб нее рассмотрены ниже.
Влияние нестандартных давлений и температур
Рис. 7-2. Высотомер.
пор, пока давление внутри не станет равным статиче скому давлению окружающего воздуха. И наоборот, если статическое давление ниже давления в коробках, их стенки выгибаются наружу, увеличивая объём. Расширение и сжатие коробок через механическую цепь передаются на стрелку высотомера.
Принцип действия
Барометрический высотомер - это анероидный баро метр, измеряющий атмосферное давление на уровне расположения прибора, и отображающий высоту в ме трах. Источником информации для высотомера служит статическое давление. На уровне моря воздух плотнее, чем на высоте, - с увеличением высоты атмосферное давление снижается. Это различие в давлении на раз ных высотах приводит к тому, что высотомер отобра жает изменение высоты.
Способ отображения у разных типов высотомеров может существенным образом различаться. Некоторые имеют одну стрелку, другие - две и более. В настоящей книге рассматриваются только многострелочные вы сотомеры. Шкала обычного высотомера градуирована по часовой стрелке и имеет десять делений, от нуля до девяти. Движение анероидного элемента через редук тор передаётся на две стрелки, отображающие высоту. Короткая стрелка отображает высоту в тысячах ме тров, а длинная - в сотнях.
Однако отображаемая высота соответствует действи тельности только при стандартных значениях бароме трического давления (760 мм рт. ст.) и температуры
Если бы барометрическое давление и температура оставались постоянными, сохранять постоянную вы соту над уровнем моря было бы несложно, однако такое случается редко. За время, проходящее от взлёта до посадки ЛА, давление и температура могут меняться даже при аэродромных полётах. Пренебрежение этими изменениями может сделать полёты очень опасными.
Если высотомер не скорректирован по нестандарт ному давлению, это способно привести к катастрофе. Например, если ЛА попадает из области высокого дав ления в область низкого, и высотомер не отрегулиро ван, показания высоты останутся неизменными, но ис тинная высота ЛА над землёй может оказаться меньше, чем приборная. У американских лётчиков есть старая поговорка: «Going from а high to low, look out below» («Переходя из высокого давления в низкое, посмотри вниз»). И наоборот, если ЛА попадает из области низ кого давления в область высокого без корректировки высотомера, истинная высота ЛА окажется больше, чем приборная. Во время полёта чрезвычайно важно следить за показаниями высотомера, не допуская со кращения высоты над местностью ниже допустимой.
Многие высотомеры могут быть скорректированы только в диапазоне барометрического давления, не превышающего 787 мм рт. ст. (1,05 бар). Когда ба рометрическое давление превышает диапазон кор рекции высотомера, его показания оказываются меньше, чем истинная высота ЛА. При значительном (ниже 711 мм рт. ст.) падении барометрического дав ления не рекомендуется эксплуатировать ЛА, альтиме тры которых не могут быть скорректированы в таком диапазоне.


![]()
ЕЕ 1!11
Рис. 7-3. Влияние нестандартной температуры на показания высотомера.
![]()
Поправки, вносимые с целью компенсировать не стандартное давление, не обеспечивают компенсации нестандартной температуры. Поскольку холодный воз дух плотнее тёплого, при эксплуатации ЛА в условиях температуры ниже стандартной следует учитывать, что истинная высота меньше, чем приборная (рис. 7-3). Величина ошибки определяется именно величиной этой «разницы». Пилота, в первую очередь, должна интересовать именно разница между истинной и при борной высотами, связанная с низкой температурой. При входе в область холодного воздуха и сохранении приборной высоты неизменной, истинная высота ЛА уменьшится. Если рельеф местности или высота над местностью влияют на выбор крейсерской высоты полёта (особенно в горных районах), необходимо
помнить, что при температуре ниже стандартной ис тинная высота полёта ЛА всегда ниже, чем показания высотомера. Поэтому для обеспечения необходимой высоты над местностью приборная высота должна быть большей. В этом случае используется следующий вариант приведённой выше поговорки: «From hot to cold, look out below» («Из холода в тепло - посмотри вниз»). Когда воздух теплее стандартного, истинная высота ЛА больше, чем показывает высотомер. Расчёт поправки на температуру может быть проведён на на вигационном компьютере.
Очень низкая температура также влияет на показа ния высотомера. Таблица на рис. 7-4 показывает, ка кой может быть величина ошибки в условиях очень низких температур.
10 | 2 | 3 | 4 | 5 | 9 | 13 | 17 | 21 | 25 | 30 | 34 | 38 | 42 | |
о | 3 | 5 | 8 | 10 | 13 | 25 | 38 | 50 | 63 | 75 | 88 | 100 | 113 | 125 |
-10 | 5 | 9 | 13 | 17 | 21 | 42 | 63 | 84 | 105 | 125 | 146 | 167 | 188 | 209 |
-20 | 6 | 12 | 18 | 24 | 30 | 59 | 88 | 117 | 146 | 175 | 205 | 234 | 263 | 292 |
-30 | 8 | 15 | 23 | 30 | 38 | 75 | 113 | 150 | 188 | 225 | 263 | 300 | 338 | 375 |
-40 | 10 | 19 | 28 | 37 | 46 | 92 | 138 | 184 | 230 | 275 | 321 | 367 | 413 | 459 |
-50 | 11 | 22 | 33 | 44 | 55 | 109 | 163 | 217 | 271 | 325 | 380 | 434 | 488 | 542 |
Рис. 7-4. Величинатемпературной поправки(в метрах) для указанной высоты над аэродромом в зависимости от фактической температуры у земли. Из приведённой таблицы видно, что, например, при температуре -10· С и показанияхвысотомера500 м температурнаяпоправка будет равна 42 м, а истинная высота окажетсяравной 458 м.
В большинстве высотомеров предусмотрено окно уста новки давления (окно Кольсмана), посредством кото рого обеспечивается регулировка прибора. Ручка на стройки расположена в нижней части прибора.
Для регулирования высотомера в соответствии с ве личиной атмосферного давления необходимо с помо щью ручки настройки установить барометрическую шкалу в окне Кольсмана (обычно она градуируется в миллибарах) так, чтобы показания высотомера соответ ствовали текущей величине давления. При установке высотомера используется давление на уровне метео станции, сниженное до уровня моря. Установленный таким образом высотомер отображает правильные значения высоты только вблизи метеостанции, от ко торой получена информация. Это означает, что высо томер должен периодически регулироваться по мере продвижения ЛА от одной метеостанции к другой. Служба управления воздушным движением (УВД) со общает пилоту о том, что доступна новая информация для регулировки высотомера. Если пилот не пользуется помощью службы УВД, местные установки высотомера могут быть получены от автоматической системы ме теонаблюдения или автоматической системы наблю дения за поверхностью (АСМН/АСНП), либо от службы автоматического оповещения о метеообстановке в рай оне аэродрома (АТИС).
Многие пилоты убеждены, что текущая установка высотомера компенсирует колебания атмосфер ного давления на любой высоте, но это не всегда так. Информация об установках высотомера, полученная от наземных станций, скорректирована с учётом сред него уровня моря. Она не учитывает изменений состоя ния верхних слоёв атмосферы, в особенности влияния нестандартной температуры.
Если пилот каждого ЛА, находящегося в определён ной области, будет использовать одни и те же установки высотомера, каждый высотомер в равной степени ока жется подверженным ошибкам колебаний темпера туры и давления. В результате будет возможно обеспе чить необходимое вертикальное эшелонирование всех ЛА. На практике гарантировать полное вертикальное эшелонирование невозможно. Поэтому крайне важно сохранять регламентированный визуальный контроль над встречным воздушным движением.
При пролёте над высокогорным ландшафтом в опре делённых атмосферных условиях показания высо томера могут на 300 м и более превышать истинную высоту полёта. По этой причине необходимо обеспечи вать значительный запас высоты - не только из-за воз можных ошибок высотомера, но также для компенса ции воздушных ям, образующихся при сильном ветре.
Чтобы проиллюстрировать процесс установки вы сотомера, рассмотрим полёт от аэродрома Лав Филд в Далласе через город Минерал Белле до муници пального аэропорта Эбелин (штат Техас, США). Перед взлётом с аэродрома Лав Филд пилот получает от ко мандно-диспетчерского пункта или АТИС текущие установки высотомера 1011 мбар и устанавливает это значение в окне Кольсмана высотомера. Затем по казания высотомера должны быть соотнесены с из вестной высотой аэродрома над уровнем моря 148 м. Поскольку в большинстве случаев калибровку высо томеров нельзя считать идеальной, необходимо учи тывать возможность ошибки.
Предположим, что, находясь над городом Минерал Белле, пилот получает текущие установки высото мера 1014 мбар и устанавливает это значение в окне Кольсмана. Перед входом в схему движения над муни ципальным аэропортом Эбелин пилот получает новые установки альтиметра 1005 мбар и устанавливает это значение в окне Кольсмана. Если пилот принимает ре шение войти в маршрут полёта над аэропортом на вы соте приблизительно 250 м над местностью, а высота Эбелина над уровнем моря 546 м, необходимо придер живаться приборной высоты 800 м (250 м + 546 м = 796 м, округляем до 800 м).
Важность правильной установки высотомера невоз можно переоценить. Предположим, что пилот не отре гулировал высотомер над Эбелином и продолжает ис пользовать установки, полученные над Минерал Белле (1014 мбар). При входе в схему движения над Эбелином на приборной высоте 800 м ЛА окажется примерно на 80 м ниже правильной высоты установленного марш рута движения. При приземлении показания высото мера будут примерно на 80 м превышать высотную от метку аэропорта.
Установка высотомера над Минерал Веллс | 1014 |
Установка высотомера над Эбелином | 1005 |
Разница | 9 |
(Поскольку 1 мбар давления эквивалентен примерно 9 м высоты, 9 х 9 м = 81 м). | |
При определении того, прибавлять ли к показа ниям высотомера или вычитать из них поправку на ошибку, необходимо помнить: когда истинное давле ние ниже, чем то, что установлено в окне Кольсмана высотомера, истинная высота ЛА меньше, чем пока зания высотомера.
Приведём другой метод расчёта отклонений в пока заниях высоты. Начнём с того, что вычтем текущую установку высотомера из 1014 мбар. Помните, что пер воначальная установка всегда должна быть уменьшае мым, а текущая установка - вычитаемым.
Установка высотомера над Минерал Веллс | 1014 |
Установка высотомера над Эбелином | 1005 |
1014- 1005 = 9 (разница) | 9 |
(Поскольку 1 мбар давления эквивалентен примерно 9 м высоты, 9 х 9 м = 81 м). Необходимо всегда вычитать ЭТ'f величину из приборной высоты. | |
800 - 80 = 720 м. Теперь попробуем установить более низкое значение давления. Поменяем установку высо томера с 1014 на 1035 мбар.
Установка высотомера над МинералВеллс | 1014 |
Установка высотомера | 1035 |
1014 - 1035 = -21 (разница) | -21 |
(Поскольку 1 мбар давления эквивалентен примерно 9 м высоты, 21 х 9 м = 189 м). Необходимо всегда вычитать ЭТ'f величину из приборной высоты. | |
800 - (-189) = 989 м. Обратите внимание, что раз ница представляет собой отрицательную величину. Вычитание из текущей приборной высоты (800 м) от рицательного числа равносильно сложению двух чи сел. При использовании этого метода пилот может лучше понять изменения, происходящие с высотой ЛА. Метод всегда даёт правильный результат, как в от ношении величины поправки, так и её знака. (Для без опасности полёта необходимо понимать не только аб солютное значение поправки, но и в какую сторону её применять). Если истинная высота меньше, чем пока зания прибора, ЛА может столкнуться с препятствием.
Работа высотомера
Стрелка высотомера может прийти в движение по од ной из двух причин. Первая -это изменение атмосфер ного давления, а другая - регулировка барометриче ской шкалы. Когда ЛА снижается или набирает высоту, изменение давления в корпусе высотомера сжимает или расширяет анероидный барометр. Это движение через механическую связь передаётся на стрелку высо томера, заставляя её поворачиваться.
При снижении давления высотомер отображает уве
давление 1006 мбар, высотомер снова отобразит истин ную высоту местности.
Заметить изменение давления в полёте непросто, поскольку ЛА движется на установленной высоте. Как было сказано выше, при снижении давления действия пилота, имеющие цел ю добиться неизменности пока заний высотомера, могут привести к тому, что истин ная высота ЛА будет постепенно уменьшаться.
Для пилота жизненно важно знать истинную высоту полёта ЛА. Пилот должен быть уверен, что ЛА находится на достаточной высоте, чтобы при движении по установленному маршруту миновать наивысшую точку местности или препятствие. Особенно важно получать точную информацию о высоте полёта, когда видимость ограничена. Чтобы пролететь выше препятствий, пилот должен постоянно получать информацию о высоте ЛА и высоте нижележащей местности. Чтобы снизить вероятность столкновения в воздухе, важно также сохранять высоту в соответствии с правилами полётов.
Типы высот
Понятие «высота» имеет смысл лишь тогда, когда кон кретно указано, какой именно тип высоты имеется в виду. Обычно при использовании этого понятия имеется в виду высота над уровнем моря, поскольку именно эта высота используется при описании препят ствий и воздушного пространства, а также эшелониро вания воздушного движения.
Высота - это вертикальное расстояние от объекта до некоторой точки или уровня, используемых в качестве исходных. Существует столько же типов высот, сколько уровней отсчёта, от которых измеряется высота, и каж дый тип используется в определённых целях. Пилотов, как правило, интересуют пять типов высот.
Приборная высота - показания (нескорректиро ванные) высотомера, когда он выставлен по теку щему атмосферному давлению.
Истинная высота - вертикальное расстояние от ЛА до уровня моря (действительная высота). Её ча сто называют высотой над средним уровнем моря (СУМ). Высоты аэропорта, местности и препят
личение высоты, а при повышении - её уменьшение. Соответственно, если при нахождении ЛА на земле ат мосферное давление упадёт с 1015 мбар до 1006 мбар, высотомер отобразит увеличение высоты примерно на 80 м. Изменение давления в наибольшей степени заметно, когда ЛА оставлен на парковке на ночь. Высотомер интерпретирует падение давления как на бор высоты. Показания высотомера соответствуют высоте над истинной высотой местности над уров нем моря. Если в окне Кольсмана установить текущее
ствий, обозначенные на аэронавигационных кар тах, являются истинными.
Абсолютная высота - вертикальное расстояние от ЛА до местности, над которой он пролетает, или над уровнем земли.
Высота по давлению - высота, отображаемая на альтиметре, когда его барометрическая шкала выставлена на стандартное атмосферное давле ние (1000 мбар). Это высота над стандартной пло скостью отсчёта - воображаемой плоскостью, в
любой точке которой атмосферное давление (при 15 °С) равно 1000 мбар. Высота по давлению ис пользуется для расчёта высоты по плотности, ис тинной высоты, истинной воздушной скорости (ИВС) и других параметров полёта.
Высота по плотности - высота по давлению, скор ректированная для отклонений от стандартной температуры. В стандартных условиях высоты по плотности и по давлению совпадают. Если темпе ратура превышает стандартную, высота по плот ности больше высоты по давлению, а если темпе ратура ниже стандартной, высота по плотности меньше высоты по давлению. Этот показатель очень важен, потому что он прямо связан с лётно техническими характеристиками ЛА.
Пилот должен понимать, как параметры полёта свя заны с плотностью воздуха. Плотность воздуха влияет на мощность, вырабатываемую двигателем с естествен ным охлаждением, а также на эффективность аэро динамических поверхностей. При падении давления меньшее количество молекул воздуха ускоряется при прохождении через воздушный винт, поэтому ускоре ние ЛА уменьшается, а разбег при взлёте удлиняется. Таким образом, лётно-технические характеристики ЛА при низком давлении ухудшаются.
В качестве примера рассмотрим аэропорт с высотой над СУМ 1539 м, на которой стандартная температура равна 5 °С. В этих условиях высота по плотности и вы сота по давлению одинаковы и равны 1539 м. Если температура повысится до 30 °С, высота по плотности вырастет до 2394 м. Это означает, что ЛА будет выпол нять взлёт в условиях, аналогичных аэродромным на высоте 2394 м при стандартной температуре. И наобо рот, температура -25 °С приведёт к тому, что высота по плотности станет равной 376 м. В этих условиях лётно-технические характеристики ЛА существен ным образом улучшатся.
Контроль показаний приборов
Перед каждым полётом пилот должен проверить пра вильность показаний высотомера. Чтобы определить исправность высотомера, выставьте барометрическую шкалу в соответствии с текущими установками, пере даваемыми местной автоматической станцией службы обеспечения полётов (АССОП) или другим надёж ным источником, таким как АТИС, АСМН или АСНП. Стрелки высотомера должны отображать известную высоту аэродрома над СУМ. Если показания прибора более чем на 25 м отличаются от высоты аэродрома над СУМ, необходимо обратиться в сертифици рованную ремонтную мастерскую для перекали бровки высотомера.
Принцип действия
Барометрический высотомер - это анероидный баро метр, измеряющий атмосферное давление на уровне расположения прибора, и отображающий высоту в ме трах. Источником информации для высотомера служит статическое давление. На уровне моря воздух плотнее, чем на высоте - с увеличением высоты атмосферное давление снижается. Это различие в давлении на раз ных высотах приводит к тому, что высотомер отобра жает изменение высоты.
Указатель вертикальной скорости {вариометр)
Вариометр - это навигационный прибор, указываю щий на то, набирает ли ЛА высоту, снижается или на ходится в режиме горизонтального полёта. Скорость набора высоты или снижения указывается в метрах в секунду (м/с) или в футах в минуту (fpm). Правильно откалиброванный прибор при горизонтальном полёте отображает ноль (рис. 7-5).

Непосредственное статическое давление
Калиброванная
Диафрагма
протечка
Рис. 7-5. Указатель вертикальной скорости (вариометр).
Принцип работы
Хотя вариометр работает исключительно на основе статического давления, ;гем не менее, он является при бором дифференциального давления. Он имеет запа янный корпус, внутри которого находится диафрагма, соединённая механической связью и редуктором со стрелкой прибора. Внутренняя область диафрагмы на прямую соединена с магистралью статического давле ния ПВД. Область вокруг диафрагмы, представляющая собой внутренность корпуса прибора, также соединена с магистралью статического давления, но через мерное отверстие (калиброванную протечку).
И в диафрагму, и в корпус прибора воздух из ста тической магистрали поступает под существующим атмосферным давлением. Поток воздуха в диафрагму неограничен, в то время как в корпус статическое давление поступает через отверстие заданного диа метра. Когда ЛА находится на земле или в режиме горизонтального полёта, давления внутри и снаружи диафрагмы равны, и стрелка вариометра указывает на ноль. Во время снижения или набора высоты давление внутри диафрагмы мгновенно меняется, а давление в корпусе прибора, в силу ограниченности входящего через калиброванную протечку потока, в течение ко роткого времени остаётся большим или меньшим, чем первое, заставляя диафрагму соответственно сжи маться или расширяться. Это создаёт перепад давле

Акселерометр
Воздухозаборник приёмника статического давления
ний, который отображается на циферблате прибора как набор высоты или снижение.
Когда перепад давлений стабилизируется на опреде лённом уровне, прибор отображает скорость измене ния высоты.
Вариометр отображает два типа информации:
данные упреждения - указывают на немедленное увеличение/уменьшение скорости изменения вы сотыЛА;
данные скорости - показывают постоянную ско рость изменения высоты.
Данные упреждения - это направление движения стрелки вариометра. Если, например, в режиме гори зонтального полёта пилот берет штурвал на себя, за ставляя нос ЛА кабрировать, стрелка вариометра по ворачивается вверх, указывая на набор высоты. Если положение по тангажу сохраняется постоянным, спу стя короткое время (6-9 секунд) стрелка останавли вается и указывает на скорость набора высоты в м/с. Период времени от начала изменения высоты и до мо мента, когда стрелка вариометра останавливается, на зывается запаздыванием вариометра. Грубая работа органами управления и турбулентность могут увели чить период запаздывания и вызвать хаотичное и не стабильное поведение стрелки вариометра. Некоторые ЛА оснащаются указателями мгновенного значения вертикальной скорости, которые снабжены датчиками ускорений (акселерометрами), компенсирующими за паздывание обычных вариометров (рис. 7-6).
Проверка работы прибора
Во время предполётного осмотра необходимо убе диться в исправности вариометра. Перед выездом со стоянки и непосредственно перед взлётом стрелка ва риометра должна быть на нуле или близко к нему. Если вариометр показывает какую-либо иную величину, её необходимо принять за ноль. Обычно, если стрелка
Калиброванная
протечка
Рис. 7-6. Указательмгновенного значения вертикальной скорости включает в себя датчики ускорений (акселерометры), позволяющие мгновенно отображать изменения вертикальной скорости ЛА.
не на нуле, то лишь немного выше или ниже нулевой отметки. После взлёта стрелка вариометр должна повернуться вверх, указывая на положительную скорость изменения высоты, а затем, когда набор высоты стабилизируется, - отобразить постоянную скорость этого изменения.
Указатель воздушной скорости (УВС)
УВС представляет собой высокочувствительный дифференциальный манометр, который измеряет и отображает перепад между воздушным (полным/ динамическим) и статическим давлениями. Во время стоянки на земле при прохладной погоде эти давления равны между собой. Когда ЛА движется сквозь воздух, давление в магистрали ПВД становится больше, чем в магистрали статического давления. Разница давлений отображается поворотом стрелки на циферблате при бора, который градуирован в километрах в час, милях в час, узлах (морских милях в час) или в комбинации нескольких единиц измерения (рис. 7-7).
УВС - нави_гационный прибор, использующий одновременно системы ПВД и статического давле ния. Воздух статического давления попадает в кор пус прибора, а воздух системы ПВД (динамического давления) - в диафрагму. Динамическое давление расширяет одну сторону диафрагмы, соединённую с системой индикации. Эта система приводит в движе ние механическую связь и стрелку УВС.
Как в случае с высотой, существует несколько типов воздушной скорости. Пилоты должны хорошо разби раться в этих типах и знать их различия.
Диафрагма Сектор
и статическим давлениями на больших высотах ЛА должен двигаться быстрее, чем на малых. Поэтому при выбранной индикаторной скорости истинная скорость с увеличением высоты возрастает; на оборот, при выбранной истинной скорости инди каторная скорость с увеличением высоты падает. Пилот может узнать величину истинной скорости двумя способами. Самый точный способ - исполь зовать бортовую ЭВМ. Используя сохранённую в памяти шкалу поправок воздушной скорости, ЭВМ способна внести исправления в значение индика торной скорости с учётом изменений температуры и давления. В настоящее время существуют чрез вычайно точные бортовые ЭВМ. Необходимо лишь ввести значения индикаторной скорости, высоты

Длинный рычаг
пвд
Набегающий
воздух
Магистраль.
пед
Зубчатое соединение
по плотности и температуры, и ЭВМ вычислит ис тинную воздушную скорость ЛА. Второй способ является приблизительным и обеспечивает лишь
Рис. 7-7. Указатель воздушной скорости (УВС).
Приборная скорость - непосредственные показа ния УВС, нескорректированные по атмосферному давлению, аэродинамической поправке и инстру ментальной погрешности. Производители исполь зуют этот тип воздушной скорости как основу для определения лётно-технических характеристик ЛА. Скорости взлёта, посадки и сваливания ука зываются в руководстве по лётной эксплуатации и инструкции пилота и обычно не корректируются по высоте или температуре.
Индикаторная скорость - приборная скорость, скорректированная с учётом аэродинамической поправки и инструментальной погрешности. Хотя производители стараются снизить ошибки воз душной скорости до минимума, полностью устра нить их на всём рабочем диапазоне скоростей невозможно. На определённых скоростях и при определённом положении закрылков аэродина мическая поправка и инструментальная погреш ность в сумме могут составлять несколько км/ч. Наибольшей величины эта ошибка достигает на низких воздушных скоростях. На крейсерской ско рости и в диапазоне высоких скоростей приборная и индикаторная скорости примерно равны между собой. Для исправления возможных ошибок воз душной скорости обратитесь к градуировочным таблицам для вашего ЛА.
Истинная скорость - индикаторная скорость, скорректированная с учётом высоты и нестандарт ной температуры. Поскольку плотность воздуха с увеличением высоты падает, для сохранения по стоянного перепада между полным/динамическим
грубую оценку истинной скорости. Просто уве личьте индикаторную скорость на 7% для каждых 1000 м высоты. При планировании полётов и за полнении полётного листа используется именно истинная воздушная скорость.
Путевая скорость - действительная скорость ЛА относительно земли. Она равна истинной скоро сти с поправкой на ветер. Путевая скорость падает при встречном ветре и возрастает при попутном.
Разметка шкалы УВС
На ЛА весом менее 5,7 т, произведённых после 1945 года и сертифицированных Федеральным управле нием гражданской авиации (FAA) США, указатели воздушной скорости имеют стандартную систему цве товой маркировки, которая позволяет пилоту с одного взгляда определить, в каком диапазоне находится воз душная скорость его ЛА. Это чрезвычайно важно для безопасности полёта. Например, если при выполне нии манёвра замечено, что стрелка УВС находится в жёлтой области шкалы и быстро приближается к красной линии, необходимо немедленно снизить воздушную скорость.
Как показано на рис. 7-8, УВС одномоторных лёгких самолётов имеют следующую цветовую маркировку.
Белая дуга - обычно её называют рабочим диа пазоном закрылков, поскольку её нижнее значе ние соответствует полной скорости сваливания закрылков, а верхнее - максимальная скорость при полностью выпущенных закрылках. Заход на посадку и посадка обычно выполняются на скоро стях в этом диапазоне.
Нижняя граница белой дуги (V50) ско- рость сваливания или минимальная скорость

Рис. 7-8. Указатель воздушной скорости (УВС).
установившегося полёта в посадочной конфигура ции. Для лёгких самолётов это скорость свалива ния с выключенным двигателем при максималь ном посадочном весе в посадочной конфигурации (шасси и закрылки выпущены).
Верхняя граница белой дуги (VFE) - максималь ная скорость с выпущенными закрылками.
Зелёная дуга - диапазон рабочих режимов ЛА. Большая часть полёта проходит в пределах этого диапазона.
Нижняя граница зелёной дуги (Vs) - скорость сваливания или минимальная скорость установив шегося полёта в заданной конфигурации. Для боль шинства ЛА это скорость сваливания с выключен ным двигателем при максимальном взлётном весе в конфигурации с убранной механизацией (шасси убрано, если оно убирается; закрылки убраны).
Верхняя граница зелёной дуги (VNo) - максималь ная крейсерская скорость с ограничением по кон струкции. Эту скорость можно превышать только в безветренную погоду.
Жёлтая дуга - опасный диапазон. Полёт с воз душной скоростью в этом диапазоне допускается только в безветренную погоду и при соблюдении мер предосторожности.
Красная линия (VNE) - максимально допустимая скорость. Превышение этой скорости запрещается, поскольку это может привести к повреждению или отказу конструкции ЛА.
Другие ограничения воздушной скорости
Некоторые важные скоростные ограничения не обо значены на циферблате УВС, но указаны на транспа рантах в кабине пилотов и в руководстве по лётной эксплуатации/инструкции пилота. К этим значениям воздушной скорости относятся следующие величины.
Расчётная скорость маневрирования (Vл) - мак симальная скорость, при которой к ЛА может быть приложена предельная расчётная нагрузка (при порыве ветра или при полном отклонении плоско стей управления) без структурных повреждений ЛА. При оценке этой величины скорости важно учитывать полезную нагрузку ЛА. Например, рас чётная скорость маневрирования может быть равна 180 км/ч при полной загрузке ЛА, но только 160 км/м - при малой загрузке.
0
Скорость выпуска-уборки шасси (VL ) - макси мальная скорость, при которой допускается выпуск или уборка шасси (на ЛА с убирающимся шасси).
Скорость полёта с выпущенным шасси (VLE) - максимальная скорость при полёте с выпущен ным шасси.
Лучшая скорость кабрирования (Vx) - воздушная скорость, при которой ЛА набирает наибольшую высоту на заданной дистанции. Это значение ско рости используется при взлёте с короткого лёт ного поля.
Лучшая скороподъёмность (Vy) - воздушная ско рость, при которой ЛА набирает наибольшую вы соту в заданный отрезок времени.
Лучшая скороподъёмность с одним двигателем (VysE) -лучшая скороподъёмность или минималь ная скорость снижения для лёгких двухмоторных самолётов при одном неработающем двигателе. На циферблате УВС она обозначается синей линией. Часто это значение скорости так и называется -
«СИНЯЯ ЛИНИЯ».
Минимальная эволютивная скорость (Vмс) - ми нимальная скорость полёта, на которой лёгкий двухмоторный самолёт поддаётся удовлетвори тельному управлению, если один двигатель вы шел из строя, а другой работает в режиме взлётной мощности.
Проверка работоспособности прибора
Перед взлётом стрелка УВС должна указывать на ноль. Однако, если сильный ветер дует непосредственно в ПВД, показания УВС могут отличаться от нуля. Начиная взлёт, убедитесь, что воздушная скорость возрастает в соответствующем темпе.
Засорение систем ПВД/ПСД
Возникновение ошибок почти всегда указывает на засорение ПВД, приёмника статического давления (ПСД) или обоих инструментов. Приёмники могут оказаться засорёнными из-за влаги (включая лёд), грязи и даже насекомых. Во время предполётного
![]()

Приёмник воздушного
давления Приёмник
статического
давления
Приёмник воздушного давления
Приёмник статического давления

•
Дренажное отверстие

Рис. 7-9. ПВД засорён, но дренажное отверстие остаётся открытым. '
,
осмотра необходимо удостовериться, что с ПВД снята крышка. Затем нужно проверить отверстия ПВД и ПСД. Засорившийся ПВД влияет на точность показаний УВС,
а засорение пед приводит к ошибкам в показаниях не
только УВС, но также высотомера и вариометра.
Дренажное отверстие
Засорение ПВД
Система ПВД может оказаться засорённой полностью или частично (если дренажное отверстие ПВД оста нется открытым). Если ПВД забит, а соответствующее дренажное отверстие осталось открытым, набегаю щий воздушный поток не может попасть в систему, а воздух, уже в ней находящийся, выходит через дренаж ное отверстие, и давление в системе падает до давления внешнего (наружного) воздуха. В этих обстоятельствах показания УВС снижаются до нуля, так как прибор не регистрирует разницы между давлением набегающего потока и статическим давлением. Поскольку динами ческое давление не может попасть в систему, УВС ста новится непригодным к использованию. Статическое давление может выровняться с обеих сторон УВС, по скольку дренажное отверстие остаётся открытым. Показания УВС обычно падают не мгновенно, но доста точно быстро (рис. 7-9).
Если и впускное, и сливное отверстия ПВД оказы ваются забитыми одновременно, то корпус ПВД ста новится замкнутым. Вне зависимости от изменений воздушной скорости, показания УВС останутся неиз
менными. Если пед не засорён и ЛА меняет высоту, это
отразится на показаниях УВС. Это связано с измене нием не воздушной скорости, а статического давления. Суммарное давление в ПВД из-за засора не меняется, в то время как статическое давление изменится.
Поскольку работа УВС основана на значениях как статического, так и динамического давления,
Рис. 7-10. ПВД полностью забит, но пед остаётся открытым.
засор в любой из систем отразится на его показаниях. Напомним, что УВС включает в себя диафрагму, в ко торую попадает воздух динамического давления. Эталонное давление позади диафрагмы является ста тическим давлением, поступающим из пед. В зави
симости от перепада давлений диафрагма выгибается в ту или иную сторону, и в результате показания УВД изменяются (рис. 7-10).
Предположим для примера, что скорость ЛА падает до нуля на определённой высоте. Если ПСД (обеспечи вающий статическое давление) и ПВД (обеспечиваю щий динамическое давление) открыты, можно утверж дать следующее.
УВС отобразит ноль.
Статическое и динамическое давления связаны между собой. При нулевой скорости динамическое давление равно статическому. Точнее говоря, су ществует только статическое давление.
С повышением скорости возникает отличная от нуля динамическая компонента давления.
На основании вышеизложенного можно сделать вы вод, что показания воздушной скорости зависят от отношения между двумя этими видами давления. В корпусе УВС (позади диафрагмы) поддерживается
![]()
статическое давление, используемое в качестве эталон ной величины. С другой стороны, из расположенной в корпусе УВС высокочувствительной диафрагмы в ПВД поступает воздух динамического давления. Поскольку неподвижный ЛА на любой высоте имеет нулевую воз душную скорость, в ПВД, помимо динамического, обе спечивается статическое давление.
Следовательно, показания воздушной скорости яв ляются результатом двух типов давления: статиче ского (в ПВД) и динамического (в диафрагме), измеря емого относительно статического давления в корпусе УВС. К чему приводит засорение ПВД?
Стрелка высотомера остановилась
Постоянное отображение нулевого значения
на вариометре
Неправильные показания воздушной скорости
При снижении ЛА давление в системе ПВД (включая диафрагму) останется постоянным, поскольку система засорена и на диафрагму действует только статическое давление. Но по мере уменьшения высоты статическое давление на диафрагму будет увеличиваться, застав ляя её сжиматься, что вызовет снижение показаний воздушной скорости. И наоборот, если ЛА набирает высоту, статическое давление падает, позволяя диа фрагме расшириться. В результате показания воздуш ной скорости вырастут (рис. 7-10).
ПВД может засориться в результате конденсации влаги. Некоторые ЛА оснащаются системой подогрева ПВД, помогающей бороться с конденсацией влаги. Для получения подробной информации о подогреве ПВД обратитесь к руководству по лётной эксплуатации или инструкции пилота.
Засорение системыстатического давления
Если ПСД засорён, а ПВД остаётся открытым, УВС про должает работать, однако его показания неточны. На высоте, превышающей уровень, на котором произошёл засор ПСД, показания воздушной скорости оказыва ются ниже, чем действительная скорость ЛА, поскольку статическое давление в замкнутой системе ПСД оста ётся большим, чем атмосферное давление на этой вы соте. На высоте ниже уровня, на котором произошёл за сор, показания воздушной скорости оказываются выше действительной величины скорости ЛА, поскольку дав ление в ПСД становится ниже атмосферного.
Для оценки последствий засора пед можно исполь
зовать те же подходы, что и в предыдущем случае. При уменьшении высоты статическое давление в ПВД воз растает, что приводит к увеличению показаний УВС даже в том случае, если действительная скорость ЛА остаётся постоянной. Рост статического давления в ПВД равносилен росту динамического давления, по скольку давление в системе ПСД измениться не может. Если после засорения ПСД высота ЛА увеличивается, показания воздушной скорости начинают падать. Это связано со снижением статического давления в ПВД
-----Засор

Приёмник статического павления
Рис. 7-11. Засорение ПСД.
в условиях того, что давление в системе ПСД остаётся постоянным.
Засорение ПСД влияет также на показания высото мера и вариометра. Из-за того, что система ПСД ока зывается замкнутой, вне зависимости от изменения высоты ЛА показания высотомера остаются неизмен ными и соответствующими той высоте, на которой про изошёл засор. Одновременно показания вариометра падают до нуля и остаются на этом уровне (рис. 7-11).
Некоторые ЛА оснащаются вспомогательным ПСД, который находится в кабине пилотов. В случае засо рения основного ПСД статическое давление в систему может поступать из этого вспомогательного источ ника. Следует учитывать, что статическое давление в кабине пилотов ниже, чем наружное. Для получения информации об использовании вспомогательного ПСД обратитесь к руководству по лётной эксплуатации или инструкции пилота.
Электронный индикатор параметров полёта (ЭИПП)
С развитием микроэлектроники приборные панели ЛА авиации общего назначения стали оснащаться цифровыми дисплеями и полупроводниковыми элек тронными компонентами. Помимо повышения об щей надёжности и безопасности систем управления, электронные индикаторы параметров полёта (ЭИПП) позволили снизить затраты на оснащение ЛА высоко точными приборами. Электронные контрольно-изме рительные системы менее подверженысбоям иотказам, чем их аналоговые эквиваленты. Авиаконструкторам больше не приходится проектировать сложные, пере груженные разнообразными приборами и индика торами бортовые панели. Теперь приборные панели
оснащаются цифровыми дисплейными системами, отображающими данные всех контрольно-измеритель ных приборов на одном экране. Этот экран называется основным индикатором полётных данных (ОИПД). Громоздкий «блок шести» аналоговых индикаторов уступили место единственному жидкокристалличе скому (ЖК) экрану, на который выводятся показания всех приборов.
Шкала воздушной скорости
Как и в традиционных конфигурациях приборной па нели, УВС располагается в левой части экрана и имеет вид вертикальной шкалы скорости. При повышении скорости ЛА шкала движется сверху вниз, и число в окошке указателя увеличивается. Значение истинной скорости, рассчитанное электронным вычислителем параметров полёта (ЭВПП) на основании информации, получаемой от внешнего температурного датчика, отображается в нижней части шкалы скорости. Также предусмотрена индикация типов скорости Vх' VУ и угло вой скорости (VR). Подвижный указатель воздушной скорости, управляемый пилотом, позволяет установить любое эталонное значение воздушной скорости. Как и в случае традиционных аналоговых УВС, шкала скоро сти на ОИПД имеет выделенные различными цветами диапазоны, указывающие на рабочий диапазон закрыл ков, нормальный и опасный диапазоны (рис. 7-12). При превышении красной линии (VNE) цифровое значение скорости становится красным, предупреждая пилота о выходе за границу допустимого предела скорости.
Указательпространственного положения
В сравнении с аналоговыми приборными панелями, ЭИПП содержит указатель пространственного по ложения (УПП) значительно большего размера. Искусственный горизонт занимает всю ширину ОИПД (рис. 7-12). Благодаря этому, пилот может получать лучшее представление о положении ЛА во всех стадиях полёта и при любых полётных манёврах. Необходимые для своего функционирования данные УПП получает от блока электронных гироскопов (БЭГ).
Высотомер
Высотомер расположен в правой части ОИПД и пред ставляет собой вертикальную шкалу, аналогичную шкалу скорости (рис. 7-12). По мере увеличения высоты шкала движется сверху вниз, и текущее значение ото бражается в окошке в центре шкалы. Шкала обычно градуируется таким образом, что одно деление соот ветствует 6 метрам или 20 футам.
Вариометр
Вариометр располагается справа от шкалы высотомера и обычно имеет форму дугообразного индикатора или вертикальной шкалы скорости (рис. 7-12). В обоих ва риантах на шкале присутствует подвижный указатель вертикальной скорости.
Указатель курса
Указатель курса расположен под искусственным гори зонтом и обычно представляет собой навигационный плановый прибор (НПП) (рис. 7-12). Как и в случае с УПП, указатель курса получает данные от магнитоме тра, с которого информация подаётся на БЭГ, а с него - наОИПД.
Индикатор поворота
Индикатор поворота имеет несколько иную форму, чем обычные бортовые приборы. Он представляет собой ползунок, движущийся влево или вправо под треуголь ным маркёром и указывающий на отклонение от коор динированного полёта (рис. 7-12). Данные об исходном положении координированного полёта поступают от акселерометров, содержащихся в блоке БЭГ.
Указатель числа оборотов (тахометр)
Шестым прибором, обычно входящий в «блок шести», является указатель числа оборотов (тахометр). Это единственный прибор, который расположен не на ОИПД. Тахометр обычно располагается на многоце левом индикаторе (МЦИ). В случае отказа одного из экранов все данные бортовых приборов могут быть вы ведены на оставшийся экран (рис. 7-13).
Индикатор скольжения
Индикатор скольжения (рис. 7-12) представляет собой горизонтальную линию, расположенную под вращаю щимся указателем. Сдвиг шкалы на одну свою ширину от центра равносилен сдвигу шарика на один диаметр в аналоговом индикаторе скольжения.
Индикатор угловой скорости
Индикатор угловой скорости, показанный на рис. 7-12, обычно располагается прямо над вращающимся ци ферблатом компаса. Контрольные метки слева и справа от вертикальной линии обозначают тип разворота (по стандартной схеме/по полустандартной схеме). Если вектор упреждения, обычно обозначаемый красной

Рис. 7-12. Основной индикатор полётных данных. Расположение приборовможет менятьсяв зависимости от производителяприборной панели.

Рис. 7-13. Многоцелевой индикатор.
дугой на шкале, касается второй контрольной метки шкалы, это означает, что ЛА совершает поворот по стандартной схеме.
Индивидуальные индикаторные панели могут на страиваться под разные ЛА просто путём установки различного программного обеспечения (рис. 7-14). Производители также имеют возможность обнов- лять существующие инструментальные панели
аналогичным образом, устраняя необходимость в за мене индивидуальных приборов.
Электронный вычислитель параметров полёта (ЭВПП)
Электронные индикаторы полётных данных полу чают данные от таких же датчиков, как и традици онные аналоговые измерительные приборы; однако


Рис. 7-14. Примеры настраиваемых инструментальных панелей: индикаторные панели «ФлайтЛоджик»компании «Челтон»(вверху) и
«Энтегра»компании «Эвидайн».
Рис. 7-15. Вычислительпараметров полёта 90004 TAS/Plus компании «Теледайн»обрабатывает данные системы ПВД, датчиков температуры и барометрического девиационного прибора.
данные барометрического давления и посылает циф ровой сигнал на ОИПД, на котором отображается информация о действительной высоте полёта ЛА. Электронные индикаторы полётных данных также ото бражают векторы упреждения, показывающие пилоту, в каком направлении изменяются высота и воздушная скорость ЛА.
Векторы упреждения
Векторы упреждения представляют собой пурпурные линии, движущиеся вверх или вниз вдоль шкал УВС и высотомера (рис. 7-16 и 7-17).
ЭВПП рассчитывает скорость изменения параметров полёта и отображает 6-секундную проекцию будущего положения ЛА. Пилоты могут использовать векторы

Вектор упреждения воздушной скорости
обрабатываются эти данные иначе. Данные из системы ПВД поступают в ЭВПП, который рассчитывает раз
ницу между суммарным и статическим давлениями и передаёт на ОИПД информацию, необходимую для отображения воздушной скорости ЛА. Данные темпе ратуры наружного воздуха также поступают в раз личные блоки системы, одновременно отображаясь на экране ОИПД (рис. 7-15).
ЭВПП представляет собой независимое полупрово дниковое устройство, которое, помимо вывода данных на ОИПД, может также обеспечивать информацией ав томатическую бортовую систему управления (АБСУ). В случае отказа системы ЭВПП может быть легко отклю чён и заменён, что сокращает период отсутствия полёт ной информации и повышает безопасность полёта.
Данные о высоте полёта, как ив аналоговых системах, обеспечивает ПСД; однако воздух статического дав
ления в диафрагму не поступает. ЭВПП обрабатывает Рис. 7-16. Вектор упреждения воздушной скорости.

Рис. 7-17. Вектор упреждения высотомера.
упреждения для более точного управления параме трами полёта. Отслеживание изменений векторов упреждения позволяет пилотам более эффективно контролировать воздушную скорость и высоту ЛА. Дополнительную информацию можно получить из инструкции пилотирования по приборам или справоч ных материалов, предоставляемых производителями авионики вашего ЛА.
Гироскопические навигационные приборы
В конструкции некоторых пилотажно-навигаци онных приборов используется принцип гироскопа. Наиболее распространённые из приборов, содержа щих гироскоп, - это координатор поворота, указатель курса и указатель пространственного положения. Для того, чтобы понять, как работают эти приборы, необхо димо представлять себе систему питания навигацион ных приборов, принципы гироскопического движения и конструкцию каждого прибора.
Принцип действия гироскопа
Любой вращающийся объект имеет гироскопические свойства. Колесо или ротор, сконструированные и установленные таким образом, чтобы использовать эти свойства, называются гироскопами. Двумя важными характеристиками гироскопического прибора явля ются а) значительный (для своих размеров) вес или высокая плотность, и б) высокая угловая скорость при низком трении между гироскопом и опорой.
Существует два основных типа крепления гироскопа; используемый тип зависит от назначения прибора. Свободно (или универсально) закреплённый гироскоп
может вращаться в любом направлении вокруг своего центра тяжести. Про такой гироскоп говорят, что он имеет три степени (или плоскости) свободы. Колесо (или ротор) может свободно вращаться в любой из плоскостей, проходящих через опору, и уравновешено таким образом, что, находясь в покое, оно сохраняет первоначальное положение. Ограниченные или полу жёстко закреплённые гироскопы подвешиваются так, чтобы одна из плоскостей свободы оставалась непод вижной по отношению к опоре.
Гироскопическое движение характеризуется двумя фундаментальными свойствами: устойчивостью в про странстве и прецессией.
Устойчивость в пространстве
Под устойчивостью гироскопа в пространстве пони мают тот факт, что он остаётся неподвижным в плоско сти, в которой вращается. Устойчивость в пространстве можно наблюдать на примере колеса велосипеда. Чем быстрее вращается колесо, тем оно устойчивее в своей плоскости вращения. Вот почему велосипед очень не устойчив и обладает значительной манёвренностью на низкой скорости, а на высокой - очень устойчив, но его манёвренность существенно меньше.
Если закрепить колесо на шарнирной рамке (так на зываемый карданный подвес), гироскоп сможет сво бодно вращаться в любом направлении. Устойчивость гироскопа означает, что при любом наклоне, повороте или ином перемещении шарнира гироскоп останется в той же плоскости, в которой он вращался первона чально (рис. 7-18).

Рис. 7-18. Вне зависимости от положения опоры, гироскоп остаётся устойчивым в пространстве, а его ось стремится сохранить первоначальное направление.
Прецессия - это наклон или поворот гироскопа под воздействием отклоняющей силы. Особенность гиро скопа в том, что результирующая сила возникает не в той точке, к которой приложена отклоняющая сила, а в точке, отстоящей от неё на 90° в направлении вра щения. Этот принцип позволяет определять угловую скорость гироскопа, измеряя величину давления, воз никающего при изменении направления вращения. Скорость прецессии гироскопа обратно пропорцио нальна угловой скорости ротора и прямо пропорцио нальная величине отклоняющей силе.
Используя пример велосипеда, можно сказать, что прецессия колёс позволяет велосипеду поворачивать. Если велосипед движется с достаточной скоростью, ве лосипедисту не обязательно поворачивать руль вжелае мом направлении. Ему достаточно просто наклониться в направлении поворота. Поскольку колёса вращаются по часовой стрелке (если смотреть с правой стороны велосипеда), если велосипедист наклонится влево, воз никнет сила, приложенная к верхней точке колеса и на правленная влево. Эта сила, действующая под прямым углом к направлению вращения, заставляет велосипед повернуть налево. При поворотах на низкой скорости велосипедисту приходится поворачивать руль, по скольку медленно вращающийся гироскоп нестабилен, а также для уменьшения радиуса поворота.
Прецессия может являться причиной небольших
ошибок в некоторых приборах (рис. 7-19). Прецессия, связанная с трением о подвес и т.д., может вызвать смещение свободно вращающегося гироскопа отно сительно выбранной плоскости вращения. Некоторые инструменты, например, указатель курса, нуждаются в поправочном выравнивании во время полёта.
Источники энергии
В некоторых ЛА гироскопы имеют пневматические, вакуумные или электрические приводы. В других слу чаях указатели курса и пространственного положения имеют вакуумный или пневматический привод, в то время как координатор поворота подключён к электро питанию. Большинство ЛА имеют по крайней мере два источника энергии, что обеспечивает функционирова ние хотя бы одного гироскопического прибора при от казе какого-либо из источников. Пневматическая или вакуумная системы вращают гироскоп, подавая поток воздуха на лопасти ротора, подобно турбине или водя ному колесу. Давление воздуха (или вакуума), необхо димое для работы гироскопических приборов, может быть различным, но обычно находится в пределах от 150 до 190 миллибар.

Рис. 7-19. Прецессия гироскопа, вызванная приложением отклоняющей силы.
Источником вакуума для гироскопа может слу жить насос лопастного типа с приводом от двигателя, устанавливаемый на агрегатном кожухе двигателя. Мощность насоса у разных ЛА бывает различной и за висит от количества гироскопических приборов.
Обычная вакуумная система ЛА состоит из вакуум ного насоса с приводом от двигателя, предохранитель ного клапана, воздушного фильтра, манометра и со единительных трубок. Манометр устанавливается на приборной доске ЛА и отображает величину давления в системе (в вакуумных системах отображается разница между давлением вакуума и атмосферным).
Как показано на рис. 7-20, воздух нагнетается в вакуумную систему вакуумным насосом с приво дом от двигателя. Вначале воздух проходит сквозь фильтр, предотвращающий попадание в вакуумную или пневматическую систему инородных предметов. Затем воздух проходит через указатели курса и про странственного положения, заставляя гироскопы вращаться. Благодаря наличию предохранительного клапана давление вакуума (всасывания) остаётся в допустимых пределах. После этого отработанный воз дух выбрасывается за борт или используется в других системах (например, для наддува пневматических противообледенителей).
Во время полёта необходимо отслеживать изменения давления вакуума, поскольку при существенном паде нии этого давления показания указателей курса и про странственного положения могут стать неточными. На циферблате манометра вакуума (всасывания) обычно наносятся метки, ограничивающие рабочий диа пазон системы. Некоторые ЛА оснащаются световой

Указатель курса
Предохранительный клапан вакуумной системы
Вакуумный насос
Воздушный фильтр
._ вакуумной системы
Рис. 7-20. Типовая вакуумная система.
сигнализацией, которая загорается, когда давление вакуума падает ниже допустимого уровня.
Такое падение может привести к тому, что гироско пические инструменты потеряют стабильность и точ ность показаний. Пилотам рекомендуется выработать привычку к периодическому перекрёстному сравнива нию показаний различных приборов.
Индикаторы поворота
В авиации применяется два вида указателей пово рота: а) указатель поворота и скольжения (УПС) и б) координатор поворота. Вследствие особенностей
конструкции опоры гироскопа, УПС отображает только угловую скорость поворота в градусах в секунду. Координатор поворота установлен под углом (на клонно), так что первоначально он отображает угловую скорость крена. После стабилизации крена он начинает отображать угловую скорость поворота. Оба прибора отображают направление и качество (согласование) поворота, а также могут служить вспомогательным источником данных о крене (в случае отказа указателя пространственного положения). Для согласования информации следует использовать указатель скольже ния, который представляет собой наполненную жид костью изогнутую трубку с шариком внутри (рис. 7-21).

Указатель поворота
по станда тной схеме
Координатор поворота Указатель поворота и скольжения
Рис. 7-21. В конструкции указателей поворота используется принцип управляемой прецессии.
Указатель поворота и скольжения
Гироскоп в УПС вращается в вертикальной плоско сти, содержащей продольную ось ЛА. Направления наклона гироскопа определяются единственным кар данным подвесом, а прикреплённая к нему пружина стремится вернуть гироскоп к центру вращения. Согласно принципу прецессии, момент рыскания за ставляет гироскоп отклоняться влево или вправо (если смотреть со стороны кресла пилота). УПС снабжён указателем (стрелкой поворота), положение которого указывает на направление и угловую скорость пово рота. Ограничительные пружины не позволяют УПС
«свалиться» с его оси вращения. При воздействии из быточной силы гироскоп может сместиться с нормаль ной плоскости вращения. В таком случае его показания

Разворот с внуrренним скольжением

Разворот с внешним скольжением

утратят точность. Для некоторых приборов указыва ются границы тангажа и крена, при котором их гиро скопы «сваливаются» с правильной оси вращения.
Координатор поворота
Карданный подвес координатора поворота наклонён; благодаря этому, прибор может отображать угловые скорости как крена, так и поворота. Поскольку на учебно-тренировочные ЛА обычно устанавливаются именно координаторы поворота, рассмотрим этот при бор более подробно. При входе в поворот или выходе из него миниатюрный самолёт, изображённый на цифер блате прибора, поворачивается в направлении крена ЛА. Чем выше угловая скорость крена, тем сильнее по ворачивается изображение самолёта.
Координатор поворота может использоваться при
выполнении разворота стандартной схемы. Для этого нужно совместить одно из крыльев изображённого на циферблате миниатюрного самолёта с координатными метками. На рис. 7-22 изображён координатор пово рота. На циферблате прибора с каждой стороны нане сены две метки. Первая метка соответствует угловой скорости поворота без крена. Вторая метка указывает на поворот стандартной схемы. Поворотом (разворо том) стандартной схемы называется поворот с угловой скоростью 3° в секунду. Координатор поворота отобра жает только угловую скорость и направление поворота; угол поворота он не измеряет.
Указатель скольжения
Назначение указателя скольжения заключается в ото бражении величины рыскания ЛА - иначе говоря, по перечного движения его носа. Во время координиро ванного, установившегося прямолинейного полёта сила тяжести заставляет шарик оставаться в нижней
Координированный разворот
Рис. 7-22. Если во время правого поворота правый руль направления отклонён недостаточно, возникает внутреннее скольжение на крыло. При избыточном отклоненииправого руля возникает внешнее скольжение. Для совершения координированного поворота шарик креномера должен располагаться в центре прибора.
точке трубки, ровно посередине между контроль ными метками. Для сохранения координированного полёта необходимо, чтобы шарик оставался в таком положении. Если шарик покинул центр, его можно вернуть в первоначальное положение, отклонив руль направления.
При этом давление на руль нужно прикладывать с той стороны, в которую отклонился шарик. Для того, чтобы запомнить, на какую из педалей руля направления необходимо нажимать, используйте простое мнемо ническое правило: «наступи на шарик». Если элерон и руль направления во время поворота работают согласо ванно, шарик останется в центре трубки. Если аэроди намические силы не уравновешены, шарик отклонится от центра трубки. Как показано на рис. 7-22, при вну треннем скольжении угловая скорость поворота слиш ком мала для заданного угла крена, и шарик перемеща ется в направлении к центру поворота. При внешнем скольжении угловая скорость поворота слишком ве лика для заданного угла крена, и шарик перемещается в направлении от центра поворота. Для выхода из этих режимов и повышения качества поворота, помните, что необходимо «наступить на шарик». Для перехода от внешнего или внутреннего скольжения к координиро ванному повороту также полезно изменить угол крена. Для исправления внутреннего скольжения уменьшите крен и/или увеличьте угловую скорость поворота. Для исправления внешнего скольжения увеличьте крен и/ или уменьшите угловую скорость поворота.

Шарнир тангажа
Нить рыскания
Гироскоп в УПС вращается в вертикальной плоско сти, содержащей продольную ось ЛА. Направления наклона гироскопа определяются единственным кар данным подвесом, а прикреплённая к нему пружина стремится вернуть гироскоп к центру вращения. Согласно принципу прецессии, момент рыскания за ставляет гироскоп отклоняться влево или вправо (если смотреть со стороны кресла пилота). УПС снабжён указателем (стрелкой поворота), положение которого указывает на направление и угловую скорость пово рота. Ограничительные пружины не позволяют УПС
«свалиться» с его оси вращения. При воздействии из быточной силы гироскоп может сместиться с нормаль ной плоскости вращения. В таком случае его показания утратят точность. Для некоторых приборов указыва ются границы тангажа и крена, при котором их гиро скопы «сваливаются» с правильной оси вращения.
Контрольпоказаний прибора
Во время предполётного осмотра проверьте, что указа тель скольжения заполнен жидкостью и не содержит пузырьков воздуха. Шарик должен находиться в ниж ней точке трубки. Во время руления координатор пово рота должен указывать на поворот в соответствующем направлении, а шарик - перемещаться в направлении от центра поворота.
Указатель пространственного положения (гирогоризонт)
Назначением указателя пространственного положения (гирогоризонт) является отображение поведения ЛА в воздухе. Гирогоризонт содержит изображение само лёта и линию искусственного горизонта, взаимное положение которых соответствует положению ЛА относительно реального горизонта. Прибор мгно венно отображает даже незначительное изменения положения ЛА.
Гироскоп в гирогоризонте закреплён в горизонталь ной плоскости, и его работа основана на принципе устойчивости в пространстве. Горизонтальная линия на циферблате соответствует реальному горизонту. Циферблат, на котором изображена линия, закреплён на гироскопе, и когда ЛА поворачивается вокруг про дольной (тангаж) или поперечной (рыскание) оси, ли ния искусственного горизонта остаётся в горизонталь ной плоскости, отображая положение ЛА относительно реального горизонта (рис. 7-23).
Гироскоп вращается в горизонтальной плоскости, сопротивляясь любому воздействию, стремящемуся
Рис. 7-23. Указатель пространственного положения (гирогоризонт).
отклонить его траекторию от первоначального поло жения. Поскольку гироскоп устойчив в пространстве, можно сказать, что ЛА вращается вокруг гироскопа, который движется по заданной траектории.
Гирогоризонт оснащён регулировочной головкой, с помощью которой пилот может перемещать изображе ние самолёта, совмещая его с линией искусственного горизонта в соответствии со своей точкой наблюдения. Обычно положение изображения самолёта устанавли вается таким образом, что во время установившегося прямолинейного полёта его крылья накладываются на линию искусственного горизонта.
Предельные значения тангажа и крена зависят от мо дели ЛА. Предельное значение крена обычно находится в диапазоне от 100° до 110°, а тангажа - от 60° до 70°. При превышении этих значений прибор «опрокидыва ется» и начинает отображать неверную информацию. Однако, это происходит не всегда: существуют модели гирогоризонтов, которые «не опрокидываются».
Каждый пилот должен уметь интерпретировать показания УПП, как изображено на рис. 7-24. В боль шинстве случаев шкала крена в верхней части при бора отклоняется в том же направлении, что и ЛА. Но существуют модели гирогоризонтов, в которых шкала отклоняется в направлении, противоположном на правлению крена ЛА. Поэтому, во избежание ошибок, не следует использовать шкалу крена для определения направления крена. Шкалу необходимо использовать только для определения абсолютной величины крена. Направление крена следует определять по взаимному положению изображения самолёта и линии искус ственного горизонта.
Гирогоризонт является наиболее надёжным и до стоверным бортовым прибором на панели управления ЛА. Его показания очень точно отображают реальное положение ЛА в воздухе.
Указатель курса, по сути, представляет собой усовер шенствованный магнитный компас. Обычный маг нитный компас подвержен многочисленным ошибкам, из-за чего прямолинейный полёт и точные повороты с использованием одного этого прибора в качестве
индикатора направления оказывается затруднённым, особенно в возмущённой атмосфере. Указатель курса, напротив, не подвержен действию сил, которые услож няют интерпретацию показаний компаса (рис. 7-25).
В основе функционирования указателя курса лежит принцип устойчивости гироскопа в пространстве. Ротор прибора вращается в вертикальной плоскости

![]()
Кабрирование с левым креном

Горизонтальный левый крен

Пикирование с левым креном
Прямое кабрирование


![]()
Пря'мое пикирование
Кабрирование с правым креном

Горизонтальный правый крен

Пикирование
с правым креном
Рис. 7-24. Гирогоризонт отображает положение ЛА относительно реального горизонта.
![]()
Главный привод Привод картушки
Блок электронных гироскопов (БЭГ)

Гироскоп
Регулировочная головка
Электронные индикаторы полётных данных, пришед шие на смену свободно вращающимся гироскопам, ос нованы на полупроводниковых лазерных компонентах, которые не «опрокидываются», в каком бы положении ЛА не оказался. Этого удалось достичь в результате раз работки навигационной системы, называемой блоком электронных гироскопов (БЭГ).
БЭГ передаёт на ОИПД сигналы, позволяющие ото бражать информацию о крене и тангаже ЛА, аналогич ную той, которую отображает гирогоризонт. Курсовая информация поступает из магнетометра, который чув ствителен к магнитным силовым линиям Земли. Затем информация обрабатывается и пересылается на ОИПД для отображения на курсовом дисплее (рис. 7-26).
Рис. 7-25. Указатель курса отображает направление на основании курсового угла от О до 360°, причём последний ноль отбрасывается. Например, «6»означает 060°, а «21»- 210°.
С помощью регулировочной головки указатель курса можно выставить по магнитному компасу.
и прикреплён к ротору картушки компаса. Поскольку ротор остаётся устойчивым в пространстве, любая вы бранная точка на картушке сохраняет своё положение относительно вертикальной плоскости гироскопа. Фактически ЛА вращается вокруг движущегося по фиксированной траектории гироскопа, а не наоборот. Поскольку корпус прибора и ЛА вращаются вокруг вертикальной оси гироскопа, картушка обеспечивает точную и надёжную информацию о курсе ЛА.
Прецессия, вызванная трением, заставляет указа тель курса «уходить» (или смещаться) относительно первоначально заданного направления. Помимо прочих факторов, величина сноса прибора непосред ственно зависит от его состояния. Если подшипники изношены, загрязнены или не смазаны надлежащим образом, снос может оказаться значительным. Другая ошибка в показаниях указателя курса вызвана тем, что гироскоп ориентирован в пространстве, а Земля вращается вокруг своей оси со скоростью 15° в час. Поэтому, даже если пренебречь сносом из-за трения, указатель курса может давать ошибку в пределах 15° на каждый час работы прибора.
Разновидность указателя курса, которую называют навигационным плановым прибором (НПП), получают ориентир на магнитное направление северного мери диана от согласующего магнитного передатчика и не нуждаются в коррекции. Согласующий магнитный передатчик называется магнитометром.
Рис. 7-26. Блок электронных гироскопов.

Магнитно-индукционный компас
Как было сказано выше, магнитные силовые линии Земли имеют две основные характеристики: вдоль них располагаются магниты, и в любом контуре, пересекающем их, возникает (индуцируется) электри ческий ток.
В конструкции магнитно-индукционного компаса, управляющего положением согласующих гироско пов, используется принцип магнитной индукции. Магнитно-индукционный датчик представляет собой небольшое разделённое на сегменты кольцо (рис. 7-27). Оно выполняется из аморфного железа, хорошо реаги рующее на магнитные силовые линии. Вокруг каждого из трёх радиальных стержней, соединяющих кольцо со ступицей, навиты электрические обмотки (так называ емые воспринимающие обмотки), в которых течёт ток, индуцированный магнитным полем Земли. В обмотке вокруг железной ступицы в центре кольца (сигнальная

А
р'
.,,...,
(



_ _,_ Воспринимающие
![]()
' / обмотки
![]()
Рис. 7-27. Магнитное поле Земли создаёт в рамке из аморфного железа магнитный поток всякий раз, когда электрический ток
в центральной (сигнальной) обмотке меняет своё направление. Магнитный поток генерирует электрический ток в трёх воспринимающих обмотках.
обмотка) течёт переменный ток частотой 400 Гц. В мо менты, когда ток достигает пикового значения (дважды за каждый цикл), обмотка создаёт настолько сильное магнитное поле, что магнитное поле Земли перестаёт создавать в кольце магнитный поток.
Когда между пиками переменный ток меняет своё направление, рамка размагничивается, и магнитное поле Земли создаёт в ней магнитный поток. Проходя сквозь воспринимающие обмотки, этот поток индуци рует в них электрический ток. Три воспринимающих обмотки соединены таким образом, что при изменении курса ЛА магнитный поток в них меняется (рис. 7-28).
Обмотки соединены с трёмя аналогичными (но мень шего диаметра) обмотками, содержащимися в блоке, который называется «сельсин» и располагается внутри корпуса прибора. Сельсин вращает круговую шкалу радиомагнитного указателя (РМУ) или НПП.
Дистанционный компас
Дистанционные компасы были созданы для устране ния ошибок и ограничений более старых моделей ука зателей курса. Дистанционный компас обычно уста навливается на приборной панели и состоит из двух компонентов: панорамного навигационного указателя и управляюще-компенсирующего блока (рис. 7-29). Панорамный навигационный указатель обычно назы вают навигационным плановым прибором (НПП).
Управляюще-компенсирующий блок снабжён на жимной кнопкой, позволяющей выбрать режим «со гласованного гироскопа» или «свободного гироскопа».
Рис. 7-28. Электрический ток в каждой из трёх воспринимающих обмоток меняется при изменении курса ЛА.
Блок также оснащён согласующим измерителем и двумя ручными регуляторами с направляющими го ловками. Согласующий измеритель отображает раз ницу между индикаторным и магнитным курсом. При отклонении вправо картушка компаса даёт ошибку в направлении по часовой стрелке; при отклонении влево, соответственно, - против часовой стрелки. Когда ЛА входит в поворот и картушка начинает вра щаться, согласующий измеритель отображает полное отклонение в ту или иную сторону. Когда система на ходится в режиме «свободного гироскопа», ориентация картушки компаса может настраиваться с помощью соответствующего ручного регулятора.


Рис. 7-29. Панорамный навигационный указатель (НПП, вверху), согласующий измеритель (внизу справа) и управляюще-согласующий блок (внизу слева).

Рис. 7-30. Управляемая сигналом магнитно-индукционного датчика картушка компаса этого РМУ указывает направление движения ЛА по отношению к индексной метке в верхней части циферблата. Зелёная стрелка отображает показания АРК.
Отдельно от прибора устанавливается независимый блок - магнитный согласующий передатчик. Обычно он крепится на законцовке крыла, чтобы исключить влияние магнитных помех. Магнитный согласующий передатчик содержит магнитно-индукционный дат чик, выполняющий в системе функцию определения направления. Магнитный поток силовых линий маг нитного поля Земли, усиленный прибором, превра щается в сигнал, который передаётся в блок указателя курса, также установленный отдельно от основной системы. Сигнал приводит в действие сервомотор указателя курса, который поворачивает гироскоп, вы равнивая его в соответствии с сигналом передатчика. Магнитный согласующий передатчик соединён с НПП электрической цепью.
Существует множество вариантов конструкции
дистанционного компаса, поэтому ниже будут рас смотрены только основные параметры этого прибора. Чтобы быть готовым к полёту по приборам, пилот дол жен быть хорошо знаком с характеристиками оборудо вания своего ЛА.
По мере того, как число приборов на инструменталь ной панели ЛА растёт и у пилота остаётся всё меньше времени на считывание их показаний, производители навигационных инструментов стремятся объединить различные приборы между собой. Примером такого объединения является радиомагнитный указатель (РМУ), изображённый на рис. 7-30. Картушка компаса управляется сигналами магнитно-индукционного дат чика, а две стрелки - автоматическим радиокомпасом (АРК) и сверхвысокочастотным (ОВЧ) всенаправлен ным радиомаяком (ВРМ).
Указатели курса, не обладающие функцией авто матической ориентации на север, называются «сво бодными» гироскопами. Они требуют обязательной периодической настройки. Крайне важно регулярно проверять правильность работы указателей (не реже, чем раз в 15 минут) и, при необходимости, коррек тировать показания указателя курса по магнитному компасу. Подстраивать указатель курса под показания магнитного компаса необходимо только в режиме установившегося прямолинейного полёта, чтобы ис ключить ошибки компаса.
Ограничения указателя компаса по крену и тангажу меняются в зависимости от конструкции и произво дителя прибора. Для некоторых указателей курса, устанавливаемых на лёгкие ЛА, эти пределы равны примерно 55° как по тангажу, так и по крену. Когда лю бое из этих предельных значений превышено, прибор
«опрокидывается» или «рассыпается» и теряет способ ность к отображению правильной информации. После
«опрокидывания» прибора он должен быть возвращён в исходное положение с помощью арретирующей кнопки. Конструкция многих современных приборов исключает «опрокидывание».
Если гироскоп вращается недостаточно быстро, чтобы сохранять свою ориентацию, может возникать дополнительная ошибка прецессии. Причиной этого может служить прекращение подачи к гироскопу до статочного уровня всасывания от вакуумной системы. В таком случае роторы указателей курса и простран ственного положения начинают замедлять своё враще ние. При этом они становятся более подверженными к отклонению от первоначальной плоскости вращения. Некоторые ЛА снабжены световой сигнализацией, указывающей на падение уровня вакуума. В других ЛА имеется вакуумный датчик, который отображает уро вень всасывания.
Контрольпоказанийприбора
При раскручивании гироскопа не должно быть ника ких посторонних звуков. Во время руления прибор дол жен отображать повороты в правильном направлении, и прецессия не должна выходить за установленные пре делы. В режиме холостого хода гироскопические при боры, подключённые к вакуумной системе, не должны достигать эксплуатационной скорости, а прецессия должна возникать быстрее, чем во время полёта.
Курсовые системы
Земля представляет собой огромный магнит, враща ющийся вокруг своей оси и окружённый магнитным полем, состоящим из невидимых силовых линий. Эти
линии выходят из поверхности Земли в северном маг нитном полюсе и возвращаются в неё в южном магнит ном полюсе.
Линии магнитного поля характеризуются двумя важными принципами: любой свободно вращаю щийся магнит ориентируется параллельно им, а в любом проводнике, пересекающем их, возникает электрический ток. Большинство указателей курса, устанавливаемых в ЛА, в своей работе используют тот или иной из этих принципов.
Магнитный компас
Магнитный компас является одним их древнейших и наиболее простых приборов для указания направле ния. Это также один из основных приборов, наличие которых регламентируется как правилами визуаль ного полёта, так и правилами полёта по приборам.
Магнит представляет собой кусок материала (обычно железосодержащего металла), способного привлекать и удерживать линии магнитного поля. Независимо от размера, любой магнит имеет два полюса - северный и южный. Когда один магнит попадает в поле другого, разноимённые полюса магнитов притягиваются, а одноимённые - отталкиваются.
Устанавливаемый на ЛА магнитный компас, как, например, показанный на рис. 7-30, содержит два не больших магнита, прикреплённых к металлическому поплавку, который содержится в запаянном сосуде («ко телке») с компасной жидкостью (спиртом, глицерином или керосином). На поплавок нанесена градуирован ная шкала, называемая картушкой компаса и видимая в стеклянном окошке с курсовой чертой. Картушка маркирована буквами, соответствующими сторонам света (север, восток, юг и запад), и числами, обозна чающими азимут с шагом 30°. Цифра «О» справа в этих числах отсутствует. Например, «3» соответствует 30°,
6 - 60°, а 33 - 330°. Между буквами и числами шкалы расположены длинные и короткие деления: длинное деление соответствует 10°, а короткое - 5°.
Через центр поплавка с картушкой проходит ось из закалённой стали, которая покоится внутри специ альной подпружиненной чаши из синтетического сапфира. Поплавок принимает на себя большую часть веса оси, а жидкость гасит колебания поплавка и кар тушки. Такая конструкция опоры позволяет поплавку свободно вращаться внутри котелка при крене при мерно до 18°. При больших значениях крена показания компаса становятся нестабильными и неточными.
Котелок компаса доверху наполнен компасной жид костью. Для предотвращения повреждений или про течек при изменении объёма жидкости, связанном с колебаниями температуры, в нижней части котелка

Рис. 7-31. Магнитный компас. Вертикальная линия на стеклянном окошке называется курсовой чертой.
располагается гибкая диафрагма или гофрированная мембрана.
Магниты ориентируются в соответствии с магнит ным полем Земли, и значение курса ЛА отображается меткой на картушке, совмещённой с курсовой чертой. Обратите внимание, что, как показано на рис. 7-31, пи лот видит картушку компаса «задом наперёд». Когда ЛА летит на север (как показывает компас), восток нахо дится справа от пилота. На картушке справа от пилота находится метка «33», обозначающая 330° (к западу от севера). Причина этой «обратной маркировки» в том, что картушка всё время фактически остаётся непод вижной, в то время пилот (вместе с корпусом компаса) вращается вокруг неё и поэтому должен видеть её как бы изнутри, «с изнанки».
В верхней или нижней части компаса располагается компенсаторный узел, который позволяет авиацион ному технику создавать внутри корпуса прибора маг нитное поле, уравновешивающее влияние внешних магнитных полей. Это делается с целью корректировки ухода (девиации) показаний компаса. В компенсатор ном узле имеется два стержня, торцы которых выходят на переднюю поверхность компаса и снабжены про резями для отвёртки. Каждый стержень вращает один или два небольших компенсаторных магнита. Один из стержней маркирован буквами В-З или E-W («East West»), и соединённые с ним магниты оказывают влия ние на компас, когда ЛА движется на восток или запад. Аналогично, другой стержень маркирован С-Ю или N-S («North-South»), и его магниты воздействуют на компас при движении на север или юг.
Наведённые ошибки магнитного компаса
Магнитный компас является самым простым прибо ром на панели, но и он подвержен ошибкам, о которых необходимо сказать в этом разделе.
Земля вращается вокруг оси, проходящей от одного географического полюса до другого. При создании карт и планов местности используются меридианы географической долготы, пересекающие географиче ские полюса. Направления, отсчитываемые от геогра фических полюсов, называются истинными направ лениями. Северный магнитный полюс, на который указывает магнитный компас, не совпадает с геогра фическим, а отстоит от него примерно на 2000 кило метров. Направления, отсчитываемые от магнитных полюсов, называются магнитными направлениями. В аэронавигации угол между истинным и магнитным на правлениями называется магнитным склонением.

Рис. 7-32. Изогонические линии - линии одинакового магнитного склонения.
На рис. 7-32 изображены изогонические линии, со единяющие на карте точки с одинаковым магнитным склонением. Линия, которая проходит по Северной Америке недалеко от Чикаго, называется агонической (или линией нулевого магнитного склонения). Как сле дует из названия, в любой точке этой линии магнитное склонение равно нулю. К востоку от этой линии лежит полоса, точки которой оказываются восточнее север ного магнитного полюса, но западнее географического северного полюса, поэтому для получения верной ин дикации компас нуждается в коррекции.
Например, для Вашингтона, округ Колумбия, маг нитное склонение равно 10° к западу. Если пилот, нахо дящийся в районе Вашингтона, намерен лететь истин ным курсом на юг (180°), к этой величине необходимо добавить магнитное склонение, в результате чего бу дет получен магнитный курс 190°. Для Лос-Анджелеса (штат Калифорния) магнитное склонение равно 14° к востоку. Поэтому для полёта истинным курсом 180° в этом районе нужно вычесть из значения курса вели чину склонения и двигаться магнитным курсом 166°.
Ошибка склонения остаётся неизменной вне зависи мости от направления движения ЛА, она одинакова в любой точке изогонической линии.
Девиация компаса
Магниты в компасе выравниваются относительно лю бого магнитного поля. Локальные магнитные поля, соз даваемые электрическими цепями ЛА, близлежащими электрическими линиями или намагниченными ча стями конструкции, искажают магнитное поле Земли и вызывают ошибку компаса, называемую девиацией.
Девиация, в отличие от магнитного склонения, ме няется в зависимости от направления движения, но не подвержена влиянию географического положения. Ошибку магнитного склонения невозможно снизить или изменить, но ошибка девиации может быть мини мизирована после того, как авиационный техник вы полнит сервисную операцию, называемую «списанием девиации компаса».

![]()
На большинстве аэродромов есть компасная роза, которая представляет собой разметку из набора линий, нанесённую на стоянке или сервисной зоне, где нет магнитных помех. Линии, ориентированные на север ный магнитный полюс, наносятся с шагом 30°, как по казано на рис. 7-33.
![]()
Рис. 7-33. Использование компасной розы позволяет снизить ошибку девиации компаса.
Авиатехник устанавливает ЛА в соответствии с маг нитным курсом и настраивает компенсаторные маг ниты таким образом, чтобы минимизировать разницу между показаниями компаса и истинным магнитным курсом ЛА. Ошибки, устранить которые не удаётся, за писываются в таблицу поправок компаса, пример кото рой приведён на рис. 7-34. Таблица поправок находится в специальном кармашке рядом с компасом. Пилот может подвести ЛА к компасной розе и ориентировать его по магнитному курсу (на основании указаний авиа техника). Авиатехник, если он имеет на то разрешение,
![]()

FOR
STEER
ООО 030 060 090 120 150
°'"
RDO.ON | 00/ | оэz. | ОИ- | D'!S | t 2-З | / 55' |
RDO.OFF | 002. | 031 | 01.'I | 12.s | 157 |
равна -4°, а для 210° равна нулю. Для промежуточного значения 190° выбираем поправку -2°. Таким образом, для того, чтобы истинный курс был 180°, пилот должен следовать компасным курсом 188°.

FOR
STEER
180 210 240 270 300 330
![]()
Для вычисления истинного курса при заданном ком- пасном курсе нужно использовать следующее равен-
RDO.ON | l7b | '2.1" | 2'fЗ | '211 | Z'fl, | 32. | ство: компасный курс ± девиация компаса = магнит, |
RDO.OFF | 17'1 | 210 | ZlfP | '2.73 | 2.'1Я | Э'Z.7 | ный курс ± магнитное склонение = истинный курс. |
Рис. 7-34. Таблица поправок компаса содержит поправки девиации для любого курса.
может и сам осуществить руление и ориентацию ЛА. Регулировка компаса и заполнение таблицы поправок, однако, могут производиться только авиатехником. Если полёт должен осуществляться по магнитному курсу 120° с включённым радиопеленгатором, компас ный курс должен быть равен 123°.
Поправки на магнитное склонение и девиацию ком паса должны применяться в правильной последова тельности, что можно проиллюстрировать следующим примером. Предположим, что истинный курс задан и равен 180°.
Шаг 1. Определяем магнитный курс: истинный курс (180°) ± магнитное склонение (+10°) = магнитный курс (190°).
Магнитным курсом (190°) можно следовать, если ошибки девиации отсутствуют. Теперь необходимо свериться с таблицей поправок, чтобы узнать требуе мую поправку для компасного курса 190°.
Шаг 2. Определяем компасный курс. Магнитный курс (190°, из шага 1) ± девиация компаса (-2°, из та блицы поправок) = компасный курс (188°).
Примечание. Промежуточные значения магнитных курсов, не указанные в таблице поправок, вычисля ются примерно на основании указанных значений справа и слева. Поправка для магнитного курса 180°
Ошибки наклонения картушки
Считается, что магнитные силовые линии выходят из Земли в северном магнитном полюсе и возвращаются в неё в южном магнитном полюсе. В обеих этих точках линии перпендикулярны поверхности Земли. У маг нитного экватора, который находится ровно посере дине между полюсами, линии параллельны поверхно сти Земли. Магниты в компасе ориентируются по этим линиям, и возле полюсов они наклоняют или опроки дывают поплавок и картушку. Поплавок уравновешен небольшим компенсаторным грузом, который гасит эффект наклонения при эксплуатации прибора в уме ренных широтах северного полушария. Наклонение и влияние груза вызывают две достаточно существенные ошибки: северную поворотную ошибку и инерцион ную погрешность.
Северная поворотная ошибка возникает из-за воз
действия вертикальной составляющей магнитного поля Земли при движении на север или на юг. Когда ЛА, движущийся курсом на север, совершает поворот к востоку, он накреняется вправо, и картушка компаса также наклоняется вправо. Вертикальная составля ющая магнитного поля Земли тянет северный край магнита вправо, и поплавок вместе с картушкой пово рачивается к востоку, в сторону, противоположную на правлению выполняемого поворота (рис. 7-35).

Рис. 7-35. Северная поворотная ошибка.

Рис. 7-36. Влияние инерционной погрешности.
При выполнении поворота с севера на запад ЛА на креняется влево, и картушка компаса наклоняется влево. Магнитное поле воздействует на южный край магнита, заставляя картушку поворачиваться к вос току. Таким образом, показания прибора снова ока зываются противоположными направлению поворота ЛА. Эта ошибка описывается следующим правилом: при повороте с северного курса показания компаса за паздывают относительно поворота.
Когда ЛА движется курсом на юг и начинает поворот к востоку, магнитное поле Земли действует на край магнита, вращая картушку к востоку - в ту же сто рону, куда поворачивает ЛА. Если поворот осущест вляется с юга на запад, магнитная сила вращает кар тушку к западу - опять же, в направлении поворота ЛА. Для этой ошибки существует следующее правило: при повороте с южного курса показания компаса опе режают поворот.
Инерционная погрешность возникает потому, что из-за воздействия компенсаторного грузу ориентиро ванный на юг край картушки (обозначенный буквой N) оказывается тяжелее, чем её противоположный край. Когда ЛА движется с постоянной скоростью на вос ток или запад, поплавок и картушка уравновешены. Влияние магнитного наклонения и веса груза при близительно одинаковы. Если ЛА ускоряется в на правлении востока (рис. 7-36), инерция веса выводит поплавок из состояния равновесия, и картушка пово рачивается к северу. Как только скорость ЛА стабили зируется, картушка возвращается в первоначальное положение, указывая на восток. Если при движении
на восток ЛА замедляется, сила инерции перемещает груз вперёд, картушка поворачивается к югу и остаётся в таком положении момента, когда скорость ЛА опять стабилизируется.
То же самое происходит и при движении курсом на запад. Инерция ускорения приводит к запаздыванию груза, и картушка поворачивается к северу. При за медлении ЛА, движущегося курсом на запад, инерция заставляет груз двигаться с опережением, и картушка поворачивается к югу.
Для запоминания последствий инерционной по грешности существует мнемоническое правило
«УСЗЮ» (ускорение - север, замедление - юг). Ускорение заставляет компас указывать на север, а за медление - на юг.
Ошибка колебаний компаса
Колебания компаса - это сочетание всех остальных его ошибок, в результате которых картушка начинает качаться вперёд и назад вокруг направления движе ния ЛА. При согласовании гироскопического указа теля курса с показаниями магнитного компаса необ ходимо использовать среднее положение картушки между колебаниями.
Компас с вертикальной картушкой
Компас с плавающим магнитом не только подвержен описанным выше ошибкам - он также не вполне удобен в эксплуатации. Зачастую пилоты начинают
![]()


Рис. 7-37. Компас с вертикальной картушкой.
поворот в неправильном направлении, введённые в заблуждение зеркальной шкалой картушки. Восток на шкале располагается там, где пилот ожидает видеть запад, и наоборот. Компас с вертикальной картушкой свободен от этого недостатка. На циферблат такого компаса нанесены буквы, обозначающие стороны света, числовые метки через каждые 30° и засечки - через каждые 5°. Закреплённый на оси магнит через передаточный механизм вращает циферблат, а курсо вая черта для считывания направления движения ЛА представлена в виде символа самолёта, изображённого на стекле прибора. Вихревые токи, возникающие в алюминиевом корпусе прибора, демпфируют, или га сят, колебания магнита (рис. 7-37).
Запаздывания и опережения
При повороте с северного курса показания компаса запаздывают относительно поворота ЛА. При пово роте с южного курса показания компаса опережают поворотЛА.
Рис. 7-38. Датчик температуры наружного воздуха.
Демпфирование вихревыми токами
Амплитуда колебаний картушки компаса может быть снижена за счёт интерференции магнитных полей. В случае компаса с вертикальной картушкой, магнитный поток от качающегося электромагнита постоянного тока создаёт вихревые токи в демпфирующем диске или котелке. Вторичный магнитный поток, создавае мый вихревыми токами, гасит поток электромагнита и снижает колебания.
Датчик температуры наружного воздуха (ТНВ)
Датчик температуры наружного воздуха (ТНВ) - это простой и эффективный прибор, устанавливаемый таким образом, чтобы его воспринимающий элемент был открыт для воздействия забортного воздуха. Воспринимающий элемент датчика состоит из би металлического термометра, который представляет собой свёрнутую в спираль полоску из двух свальцо ванных между собой пластин, изготовленных из ме таллов с различными коэффициентами расширения. Один конец полоски закреплён в защитной трубке, а к другому прикреплена стрелка, вращающаяся относи тельно круглого циферблата. Датчик ТНВ градуирован в градусах Цельсия, Фаренгейта или в обеих шкалах. Точные данные о температуре наружного воздуха по зволяют пилоту судить о вертикальном градиенте тем пературы и изменении высоты полёта (рис. 7-38).

![]()
Ру1<оводства по лётной э1<сплуатации и другие до1<ументы
![]()
В комплект каждого ЛА входит документация и набор руководств, с которыми необходимо ознакомиться пе ред началом эксплуатации ЛА. В настоящей главе опи сываются руководства по лётной эксплуатации ЛА (РЛЭ), эксплуатационные справочники пилота (ЭСП) и другая документация, относящаяся к использова нию, полётопригодности, техническому обслужи ванию и операциям с неисправным оборудованием. Знакомство с этими документами и руководствами необходимо для обеспечения безопасности полётов.
Руководства по лётной эксплуатации (РЛЭ)
Руководство по лётной эксплуатации (РЛЭ) представ ляет собой краткий справочник, содержащий практи ческую информацию о ЛА. В РЛЭ содержатся основные факты, сведения и/или инструкции пилоту, касающи еся эксплуатации ЛА, техники пилотирования и т.д. Оно должно находиться в кабине пилота и всегда быть под рукой.
Информационное руководство владельца ЛА - до кумент, предоставляемый производителем и со держащий общую информацию о ЛА определённой марки и модели. Эти руководства не утверждаются Федеральным управлением гражданской авиации США (FAA) и не относятся к какому-либо конкретному ЛА. В них приводится общая информация об эксплуа тации ЛА, они редко обновляются и не могут служить заменой РЛЭ/ЭСП.
РЛЭ составляются производителем ЛА и утверж даются FAA. Брошюра содержит информацию и ин струкции, необходимые для безопасной эксплуатации ЛА. Перед началом изучения руководства следует убе диться, что оно соответствует эксплуатируемому ЛА (путём сверки серийного номера). В РЛЭ приводятся эксплуатационные процедуры и ограничения конкрет ного ЛА. Раздел 14 Кодекса федеральных нормативных документов США (14 CFR), часть 91, обязывает пилотов соблюдать эксплуатационные ограничения, которые приводятся в утверждённых РЛЭ, а также указываются на маркировочных знаках и плакатах.
Первоначально единого формата РЛЭ не существо вало, и каждый производитель самостоятельно опреде лял форму и содержание руководств. Ситуация измени лась с принятием Спецификации № 1, разработанной
Ассоциацией производителей авиации общего назна чения (GAMA). Эта спецификация устанавливает стан дартизованный формат РЛЭ для всех самолётов и вер толётов авиации общего назначения.
Эксплуатационные справочники пилота (ЭСП) также разрабатываются производителями ЛА и под лежат утверждению FAA. Если название «эксплуатаци онный справочник пилота» используется в качестве за главия руководства, на титульной странице брошюры указывается, что её разделы одобрены FAA в качестве руководства по лётной эксплуатации.
ЭСП большинства лёгких самолётов, произведён ных после 1975 года, имеют подзаголовок, который информирует пилота, что данная брошюра представ ляет собой документ, утверждённый FAA. РЛЭ/ЭСП обычно состоит из девяти разделов: «Общие положе ния»; «Эксплуатационные ограничения»; «Особые случаи»; «Выполнение полётов»; «Лётно-технические характеристики»; «Вес и центровка/перечень обору дования»; «Описание бортовых систем»; «Техническое обслуживание»; «Дополнения». Производители имеют право вводить дополнительные разделы (например, обеспечение безопасности полёта, эксплуатационные рекомендации) или размещать алфавитный индекс в конце руководства.
Вступительная часть
Хотя может показаться, что РЛЭ/ЭСП летательных ап паратов одной марки и модели одинаковы, каждое ру ководство уникально и содержит информацию о кон кретном ЛА, в том числе, об установленном на нём бортовом оборудовании и параметрах веса/центровки. Производители обязаны указывать на титульной стра нице руководства серийный и регистрационный но мера, идентифицирующие ЛА, к которому относится данное руководство. Если в руководстве не указаны се рийный и регистрационный номера конкретного ЛА, это означает, что оно предназначено исключительно для использования в качестве учебного пособия.
Большинство производителей снабжают руковод ство оглавлением, содержащим номера и названия разделов. Каждый раздел обычно имеет собствен ное оглавление. Нумерация страниц отражает но мер раздела и страницы внутри раздела (1-1, 1-2, 2-1,

((Эксплуатационные ограничения» (раздел 2)
Раздел «Эксплуатационные ограничения» содержит только те ограничения, которые предписываются нор мативными документами или соблюдение которых необходимо для безопасной эксплуатации ЛА, сило вой установки, бортовых систем и оборудования. Сюда также входит информация о маркировке приборов, цветовом кодировании и перечень основных та бличек, размещённых в кабине пилота. К основным эксплуатационным ограничениям относятся воз душная скорость, вес/распределение нагрузки и по лётные режимы.
«Воздушнаяскорость»
Рис. 8-1. Указатель воздушной скорости на одномоторном самолёте.
3-1 и т.д.). Если руководство поставляется в несброшю рованной форме, каждый раздел обычно содержит раз делитель с указанным на нём номером или названием раздела, либо и тем и другим. Раздел «Особые случаи» может быть выделен разделителем красного цвета.

Рис. 8-2. Указатель воздушной скорости на многомоторном самолёте.
((Общие положения» (раздел 1)
Раздел «Общие положения» содержит общие сведения о планере и силовой установке ЛА. В некоторые руко водства включаются трёхмерные схемы ЛА и его ос новных компонентов. В этом разделе приводятся такие данные, как размах крыльев, максимальная высота, га баритная длина, колёсная база, ширина колеи основ ных шасси, диаметр и клиренс несущего винта, ми нимальный радиус поворота и площадь крыла. Раздел служит в справочных целях и помогает пилоту в озна комлении с ЛА.
Последняя часть раздела содержит определения, со кращения, систему условных обозначений и объясне ние некоторых терминов, используемых в руководстве. Производитель может также включить сюда таблицы преобразования метрических и других величин.
Ограничения воздушной скорости нанесены (в виде цветных меток) на указателе воздушной скорости (УВС), а также на табличках или диаграммах в кабине пилота (рис. 8-1). Красная метка на УВС указывает на предел воздушной скорости, превышение которого может повлечь структурное повреждение ЛА. Этот по казатель называется максимально допустимой ско ростью (VNE). Жёлтая дуга обозначает диапазон ско ростей от максимальной крейсерской скорости (VNo) до VNE' Эксплуатация ЛА в диапазоне жёлтой дуги раз решается только при отсутствии ветра и с предельной осторожностью. Зелёная дуга обозначает нормальный диапазон рабочих скоростей, верхней границей кото рого является VNo' а нижней - скорость сваливания при максимальном весе с убранными шасси и закрыл
ками (Vs ). На УВС, устанавливаемых в самолётах, бе
1
лой дугой обозначается рабочий диапазон закрылков,
верхней границей которого является максимальная скорость с выпущенными закрылками (VFE), а ниж ней - скорость сваливания с шасси и закрылками
в посадочной конфигурации (Vs ).
0
Помимо перечисленных видов маркировки, на УВС,
устанавливаемые на лёгкие многомоторные самолёты, наносятся красная радиальная линия, обозначающая минимальную скорость с одним работающим двигате лем (Vмс), исиняя радиальная линия, указывающая на оптимальную скороподъёмность с одним работающим двигателем и с максимальным весом на уровне моря CVvsJ (рис. 8-2).
«Силоваяустановка»
Подраздел «Силовая установка» описывает эксплуата ционные ограничения для ЛА с поршневыми или газо турбинными двигателями. Сюда входят ограничения по взлётной, максимальной непрерывной и макси мально допустимой мощности. Последний показатель представляет собой максимальную мощность, кото рую может вырабатывать двигатель без каких-либо ограничений по времени, и обозначается на шкале
![]()
зелёной дугой. Помимо этого, в подраздел включаются сведения о минимальном и максимальном давлении топлива и масла и их сортах, а также эксплуатацион ные пределы воздушного винта (рис. 8-3).
![]()
ЛА с поршневыми двигателями должен быть осна щён указателями частоты вращения каждого двига теля. На ЛА, оснащённых воздушным винтом посто янной скорости или роторной системой, контроль полезной мощности двигателя производится с помо щью манометра наддува, а скорость вращения воздуш ного винта (ротора) - с помощью тахометра. На обоих приборах максимальный эксплуатационный предел обозначен красной радиальной линией, а диапазон ра бочих режимов - зелёной дугой (рис. 8-4). На некото рых приборах жёлтой дугой указывается опасная экс плуатационная зона.
«Вес и распределение нагрузки»
Подраздел «Вес и распределение нагрузки» содер жит значения максимальных весов, а также границ диапазона центровок. В нём также указывается по ложение начала отсчёта, использующееся при рас чёте центровки. Методика расчёта веса и центровки приводится не в этом подразделе, а в разделе «Вес и центровка».
«Ограничения полётных режимов»

В подразделе «Ограничения полётных режимов» пе речислены разрешённые манёвры с указанием со ответствующих значений воздушной скорости, мак симальной перегрузки и допустимых параметров окружающей среды. Здесь также содержится пере чень запрещённых манёвров (например, штопор или фигуры высшего пилотажа), а также эксплуатацион ные ограничения (например, при выполнении полёта в условиях обледенения).
![]()
Нормальный операционный диапазон
Минимум
![]()
Рис. 8-3. Метки максимального и минимального режима и рабочего диапазона на масляном манометре.
![]()

![]()
Рис. 8-4. Манометр наддува (вверху) и тахометр (внизу).
«Таблички»
Внутри большинства ЛА размещаются одна или несколько табличек, содержащих информацию, кото рая непосредственно связана с безопасной эксплуата цией ЛА. Таблички закрепляются на видных местах; их общий вид и расположение приводятся в разделе
«Эксплуатационные ограничения» или определяются Директивой по лётной годности (АО) (рис. 8-5).
«Особые случаи» (раздел 3)
Раздел «Особые случаи» содержит перечни проце дур, которые необходимо выполнить для устранения тех или иных аварийных или критических ситуаций. Примерами таких ситуаций могут являться отказ дви гателя, пожар или неисправность какой-либо бортовой системы. Раздел может включать в себя описание про цедур перезапуска двигателя в полёте и вынужденного покидания ЛА. Перечни процедур могут быть приве дены сначала в сокращённой, а потом в развёрнутой

WARNING
ASSURE ТНАТ SедТ IS LOCKED IN POS/TION PRIOR ТО TAXI, TAKE-OFF, AND LAND/NG. FAILURE ТО PROPERLY LATCH SEAT AND HEED ALL
SAFEТY INSTRUCTIONS CAN RESULТ IN B00/Lу INJURY OR DEATH.

![]()
W А R--.-.-сдuтю-N ]-
Иногда производители включают в этот раздел ин формационный блок «Нештатные процедуры». В нём описываются действия в необычных ситуациях, кото рые не считаются аварийными.
((Выполнение полётов» (раздел 4)
Этот раздел начинается с перечисления значений воз
ТО AVOIO OPТICAL 11 VERTIGO TURN ANT
, OFF UPON ENТERING С
![]()
WA
- --- ---·--

RN,ЩG
1. TURN LTS
![]()

RATIONS
OPE
OFF STROBE
WHEN TAXIING NEAR OTHER АСFТ OR WHEN FLYING IN FOG OR IN CLOUDS. STD POSITION LTS MUST ВЕ USED FOR
NIGHT
ALL
.
душных скоростей для различных режимов нормаль ной эксплуатации ЛА. Далее следуют перечни действий, выполняемых пилотом при выполнении предполёт ного осмотра, перед посадкой в кабину, перед запу ском и во время прогрева двигателя, перед рулением
·-•
ASSUAE ТНАТ - 2. IN CASE OF FIRE TURN
и во время него, перед взлётом, во время набора вы
CONTAMINAN' QFF CABIN НЕАТ
f
INCLUDtt.•r-.wлт,,,2'1.,.._..._ ,...._ , ,
дRЕ REMOVED '1" - =
соты, в крейсерском режиме, во время снижения, пе
ред посадкой, при уходе на второй круг, после посадки
AND FUEL svs·..11
FLIGHT. FAILUR•-.
WARNING
и после окончания полёта. Далее приводится подроб
CON
ф ONLY ТНЕ PILOT
0F THIS
![]()
![]()
![]()
![]()
ED
TAMINANT F
0
HE ALL SAFEТY li AIRCRAFT 1S PERMIПED ТО
![]()
RY OR DEAT
TOA Ba н NJl1ARe OPEN-CLOSE-LOCK
ное и расширенное описание всех процедур, содержа щихся в перечнях.
INJU
THIS DOOR
Будьте внимательны при выборе процедур, относя
щихся к тому или иному случаю. Точное и аккуратное
Рис. 8-5. Таблички с перечислениемэксплуатационных ограничений.
форме. Для того, чтобы быть готовым к аварийной си туации, закрепите в памяти действия, выполняемые непосредственно в момент её возникновения, а после их выполнения обратитесь к соответствующему раз делу руководства.
![]()
![]()
![]()
Рис. 8-6. Диаграмма скорости сваливания.
выполнение утверждённых процедур - признак дис циплинированного и компетентного пилота.
((Лётно-технические характеристики» (раздел 5)
Раздел «Лётно-технические характеристики» содер жит все рабочие показатели ЛА согласно требованиям
![]()
сертификационных документов, а также любую допол нительную информацию, которую производитель счи тает важной для обеспечения безопасности полётов. Эксплуатационные таблицы, графики и диаграммы могут иметь различный формат и оформление, но со держащиеся в них сведения, в целом, одни и те же. Примеры информации, содержащейся в настоящем разделе: график или таблица для перевода индикатор ной воздушной скорости в истинную; скорость свали вания в различных конфигурациях; данные для опре деления рабочих показателей при взлёте, наборе высоты, в крейсерском режиме и во время посадки. На рис. 8-6 приведена типовая диаграмма лётно технических характеристик ЛА. Для получения бо лее подробной информации относительно исполь зования графиков, диаграмм и таблиц обратитесь к главе 10, «Лётно-технические характеристики ЛА».
«Вес и центровка/список оборудованиs » (раздел 6)
Раздел «Вес и центровка/список оборудования» содер жит все данные, необходимые для расчёта веса и ба лансировки ЛА согласно требованиям FAA. Здесь же приводятся примеры решения задач на расчёт веса и центровки ЛА. Вопросы определения веса и цен тровки ЛА подробно рассматриваются в главе 9,
«Вес и центровка».
«Описание бортовых систем»(раздел 7)
В этом разделе описываются бортовые системы ЛА. Форма и порядок подачи информации учиты вает класс и опыт пилотов, которые с наибольшей ве роятностью будут управлять данным ЛА. Например, при составлении руководства для технически слож ного и высокопроизводительного ЛА производитель предполагает, что им, скорее всего, будет управлять опытный пилот. Для получения подробной инфор мации о бортовых системах ЛА обратитесь к главе 6,
«Авиационные системы».
«Техническое обслуживание»(раздел 8)
В разделе «Техническое обслуживание» описываются процедуры проверки и технического обслуживания ЛА, рекомендованные производителем и/или норма тивными документами. Директивами по лётной годно сти могут предписываться дополнительные осмотры или процедуры технического обслуживания планера, двига теля/ей, воздушного винта и других компонентов ЛА.
В настоящем разделе приводятся профилактические операции, которые могут выполняться сертифициро ванными пилотами, а также рекомендованные произ водителем процедуры наземного обслуживания. Сюда входят рекомендации по размещению в ангаре, швар товке и общие методики хранения ЛА.
«Дополнениs » (раздел 9)
Раздел «Дополнения» содержит информацию, необ ходимую для эффективной и безопасной эксплуата ции ЛА, оборудованного дополнительными системами и бортовым оборудованием (не входящими в стандарт ную комплектацию). Эти сведения могут предостав ляться как производителем ЛА, так и изготовителями дополнительного оборудования. Информация добавля ется в руководство в момент установки оборудования. Примерами дополнительного оборудования могут слу жить автоматические системы управления воздушным судном, навигационные приборы или системы конди ционирования воздуха (рис. 8-7).

Рис. 8-7. Раздел «Дополнения»содержит информацию о дополнительном оборудовании.
«Рекомендации по обеспечению безопасности» (раздел 10)
Раздел «Рекомендации по обеспечению безопасно сти» не является обязательным. Он содержит обзор сведений, помогающих обеспечить безопасную экс плуатацию ЛА. Сюда могут входить физиологические факторы, общая информация о погодных условиях, способы экономии топлива, операции при высотных полётах или низких температурах.
Бортовая документация ЛА
Регистрационный сертификат ЛА
Перед началом эксплуатации ЛА его необхо димо зарегистрировать в регистрационном бюро FAA. Регистрационный сертификат ЛА, который выда ётся владельцу в подтверждение регистрации, должен постоянно находиться на борту ЛА (рис. 8-8).
Регистрационный сертификат ЛА не даёт права на эксплуатацию воздушного судна в перечисленных ниже случаях:
![]()

UNITED STATES OF дMERICA Т\is c111ili"lt OEPARTMENT OF TRANSPORTATION - FEDERAL. AVIATION AOMINISTRATICIN 1'11:ISI Ье i11 t e Jir- CERTIFICAТE OF AIRCRAFT REGISТRATION ш11 w>" '''""'· | ||
AIRCЯAfT 9411 SERIAI. NO. | ||
MANUFACiURER AND МANUFACTURER'S DESIGNATION OF AIRCRAFТ PITTS SIS ICAO Aircraft Ad ress Code: 516 З 7 | ||
1 u Е D т о | JACOBS МАRК W. 520 BIPLANE L TECUМSEH, MI
| Tllis cerlilictta is l$Sl.lctl for,.gl l/1• liOII patpOSl!S oaly tnd is 1101 а cetlil· Jcate ol lilft. The Ftd11t:1I A,i1· liOI A.4iflil'IIШtliO:I foe nol de-terml•• ri9h1s ol owa,rslllp 1s b•tvatt1 prlvate Qff.$,011$, |
11 1S c,nlll,d lbll lh • """' о, "' "''"" о! ..., ...,.. ..
Avl11io11 Ad::t1i11istri1iofl, cotd11.ce •11111 tli• Co1,t111io11 11• 1111ern111ioit1I Civll Av • ••• wil11 1111 fede11I дvlatlon Ас! U.S. Oepartment i::;..1.:,>S:,:&:::;8,c_;•:,:•;_' .:.":.:!'::'l::"':;:::..:;:. ...::.:,1z:.:: , !of Transport11tion DATE OF ISSUE federal Avi tion JUNE З , AiЖIHISТRATOR Administration | ||
![]()
EFFECT OF REGl'ПRI\TION
Sttlio S[J1(tJ cl ll1if' f,.,,1,11 AYl101IOII A(t ')1 19 5t•s tl.S с.1,01) p,.,1dcf:·•.•Rf'gisl11LiO:I tJ1tl1 1101 Ь• ttidttllr.f •
U.S. Оерг,1men1

Federaf Aviation Administration
Ofll[f cl дtltllc1t Sy,lf.M SI
r.o. в11а Z!l 4 Otlalto■I Cily, 01 1311
ТО:
or Tц1n poit,Jtion
![]()
CHANGE
;'нr:· 1:ti1f::c ,\js ;Yef iёd ?;o8д i( е ЁО' рт::SaR: : ;' J''g . I:пн оl il•lt.
![]()
DAVS WHEN IT IS NO LONGER IN EfFECT FOR дNУ ON UNDER 14 C.F.R 47.41IаН1I THROUGH 19)
11. □ Reglstr11tion fs e11nce-lled et 1h1- raH i• to Ь• 1egls1ered requo.st of 1ho ovмer.lAlso check о lrtW$ of f foroign covn1,y: 11ndlor con1pl te. Шо,сk.
Ь, t, d, t!-, or 11 АМЕ OF FORl;IGN COUNTRY
![]()
Ь. Q Ttie oirc;roft 1$ tc;tally des.troyed or a<:.rгpped
1Qsldent
t. □ United Sl resФZ' n,hi
btJtJn IO.:;t, (>r tho O'IWn 1(
!!llien lшs с
lvnloss chtinr;ud to 1 ,
F dtral Avi8tinn R1tguJ111inn c ncr of 111,
11irc-r11f1 1;;hnl,l •port ln е: in Pfl'fthllt•""•1f
nн1iling n4drt:5', А 1ev ill bi l i11·:,

btt uscd to rapщt
withou1 r.tнн9t! Ttie m tOSO·l i .11
d □ Th0ttly de0iys h vc (11
lADORl:SSI
![]()
iSIGNЛTUREI
![]()
1o s e : ;:;: /1 "lc"'1"т""v,'"'s"'т"'д"'т""e.-.-z1"'P-'"i --------
![]()
IТIПEI IOATEI
This cerlilic"10 must Ьо returned to:
AIЯCRAFT REGISTRAТION 8RANCH, Р.О. еох 25504, OKLAHOMA CITY, OKLAHOMA 73I2fi·0504
NOTE: ДII (Olll!Spcndence: should ll lud tt'И 1t,9itfflltion "N" Пltmhet, m•nul'8c1!JJ4H, model.гnd serlel numbe-1 ol tn &i,er:,ft.
Рис. 8-8. Форма Аэронавигационного центра8050-1: регистрационныйсертификат ЛА.
ЛА зарегистрирован по законам иностранного государства;
регистрация ЛА отозвана по письменному запросу владельца сертификата;
ЛА полностью разрушен или утилизирован;
собственность на ЛА передана другому лицу;
владелец сертификата утратил гражданство США.
Для получения дополнительной информации см. 14 CFR, раздел 47.41. При возникновении одного из случаев, перечисленных в 14 CFR, раздел 47.41, пре дыдущий владелец обязан известить FAA, заполнив оборотную сторону регистрационного сертификата и отослав его по почте по следующему адресу: FAA Aircraft Registratioп Braпch, AFS-750 Р. О. Вох 25504, Oklahoma City, ОК 73125-0504.
Другим сертификационным документом служит ре гистрационный сертификат дилера ЛА, но он даёт право только на проводимые производителем испытательные
полёты либо полёты, выполняемые производителем или дилером в процессе продажи ЛА. После продажи ЛА ди лер обязан аннулировать сертификат.
В соответствии с требованиями 14 CFR, раздел 47.31, розовая копия заявления на регистрацию ЛА (форма Аэронавигационного центра 8050-1) предоставляет право на эксплуатацию незарегистрированного ЛА на период не более 90 дней.
Эксплуатация ЛА за пределами США до получения по стоянного регистрационного сертификата запрещается. При невозможности предоставления документаль ных доказательств права собственности на ЛА в форму 8050-1 необходимо включить объяснение причин от
сутствия этих доказательств.
FAA не выдаёт никаких документов, подтвержда ющих право собственности на ЛА. Регистрационный сертификат ЛА не содержит информации относи тельно его собственника.
Примечание. Для получения дополнительной ин формации о юридическом оформлении регистрации или продажи ЛА обратитесь в ближайшее окружное управление лётных стандартов FAA (FSDO).
Лёгкие спортивные ЛА (LSA)
Лёгкие спортивные ЛА (Light Sport Aircraft, LSA) - новый класс воздушных судов, недавно введённый Федеральным управлением гражданской авиации США. Правила регистрации ЛА этого класса иные, чем для других воздушных судов. Ниже приводится кра ткое описание процедуры регистрации LSA; более под робную информацию можно получить на веб-сайте FAA по адресу http://www.faa.gov.
Выпущенные ранее LSA, не имеющие регистраци онного сертификата США или других стран и не соот ветствующие положениям 14 CFR, раздел 103.1, при соблюдении определённых условий могут быть серти фицированы как экспериментальные LSA (в соответ ствии с 14 CFR, раздел 21.191). Для регистрации необ ходимо представить документы, подтверждающие право собственности на ЛА, или лицензию завода-из готовителя и заявление на регистрацию ЛА (форма АС 8050-1), а также оплатить регистрационный взнос в размере 5 долларов США.
Если владелец желает зарегистрировать только что выпущенный LSA, который должен сертифици роваться как лёгкий спортивный ЛА (в соответствии с 14 CFR, раздел 21.191 (i) (2)), необходимо представить
следующие документы: форму АС 8050-88А или её аналог, заполненные производителем LSA (за исклю чением случаев, когда производитель уже направил форму в регистрационное бюро); документы от про изводителя или свидетельство о собственности на ЛА; форму АС 8050-1, а также оплатить регистрационный взнос в размере 5 долларов США.
Сертификат лётной годности
Сертификат лётной годности выдаётся отделением FAA после осмотра ЛА на предмет его соответствия требованиям 14 CFR, часть 21 и пригодности к безо пасной эксплуатации. Сертификат лётной годности должен размещаться внутри ЛА так, чтобы его могли видеть пассажиры и члены экипажа. При переходе собственности на ЛА сертификат передаётся вместе с ним, за исключением случаев продажи лицу ино странного подданства.
Стандартный сертификат лётной годности выдаётся воздушным судам следующих категорий: обычным (normal), общего назначения (utility), спортивно-пи лотажным (acrobatic), местных авиалиний (commuter), транспортным, а также пилотируемым неуправляе мым аэростатам. Стандартный сертификат лётной год ности изображён на рис. 8-9. Комментарии к каждому пункту формы приведены ниже.
Национальная принадлежность и регистраци онный номер. Буква «N» указывает на то, что ЛА зарегистрирован в США. Регистрационный номер
1 NдTIONAI.ITV AND AEGISTRATION МARKS N2631A | 2 MANUFACTURER ANO МODEL PIPER РА-22-135 | 3 AIRCRAFТ SERIAL NUMBER 22-903 | NORМAL |
CATEGORV
![]()

UNITEOSTATESOF AМERICA
DEPARTMENT OF TRANSPORTATION-FEDERAI.. AVIATION AOMINISTAATION
STANDARD AIRWORTHINESS CERTIFICATE
:;. AUTHOFHTY ANO BASIS fOR ISSUANCE
Th,5 a,rwot1h1ness cenit,cate is1s5ЩЮ pursuant to the Federal Av,at,on Ас!of 1958 апа cerNies lhat.as or lhe aare о! ,,svance. the
_.,.c:,afl to whICh ,ssued ha• Ьееn,nspec1et1 ano touncl to contorm 10 rne rype cen,t,cate therefor. 10 ье in cona,1,on ro, sale operat,on. and has t>een Shown 10 mee, the requ11emen1s о! lhe applicaыe comprehens,ve ana oetailed aIrwortr11neя соое as p,ovideo Dy Annex 6 10 1he Convent,on on In1erna11onaI c,vil Avia1,on. excepl as noted ne,e,n
Except,ons:
NONE
6 TERMS ANO CONDITIONS
Unless юoner surrer,cered, suspenoed. reve>lled. or а termination dale ,а 011\efw,se es1aьI,shed Ьу lhe Adm,n1s1ra1or. 111,s airwor1h1ness cer,,ticate 1s elteclive as long as the main!enance. preven1a1,ve ma,nlenance. and alterat,ons are performed m acco,c:sancew,Ih Par1s21. 43, and 91 ol the Fede1aI дv,ation Regulat,ons. as appropr,ate. and lhe aircrah ,sreg,slered ,n tl>eUn,ted S1ates.
ОАТЕ OF ISSUANCE
08-10-95
FAAREPRESENTATIVE -V, --te,/.d,(-.w.,,
OESIGNATION NUMBEA
МARION W. WILLIAМS
SW-FSDO-OKC
years, or bolh. THIS CERTIFICATE мusт ВЕ OISPLAYEO IN ТНЕ AIRCRAFT IN ACCOROANCE WITH APP!.ICABLE FEOERAL AVIATION REGULA ТIONS
FAA Form 810().2 (6-82>
Any aI1era1юn. reproouclion. or mis!JS<! or lh,s cen,1,cate may Ье pun,shaЫe Ьу а l,nenol e,ceedIn9 $1.000.or ,mprosonment not exceedIng Э
Рис. 8-9. Форма FAA 8100-2: сертификат лётной годности.
представляет собой последовательность из пяти сим волов (только цифры либо цифры и буквы). В дан ном случае, ЛА присвоен регистрационный номер N2631A.
Производитель и модель. Производитель, марка имодельЛА.
Серийный номер ЛА. Серийный номер, присвоен ный производителем и указываемый на табличке с техническими данными ЛА.
Категория. Эксплуатационная категория ЛА. В дан ном случае ЛА должен эксплуатироваться в пределах ограничений, установленных для категории «обыч ные ЛА".
Орган, выдавший сертификат, и основания для его выдачи. Здесь указывается, что ЛА соответ ствует сертификационным требованиям и при годен для безопасной эксплуатации на момент осмотра и выдачи сертификата.При наличии ка ких-либо несоответствий ЛА стандартам лётной годности эти несоответствия перечисляются в дан ном поле, включая номер исключения. При от сутствии исключений указывается слово «NONE" («отсутствуют»).
Положения и условия. Здесь указано, что сертифи кат лётной годности действует в течение неограни ченного времени, если ЛА эксплуатируется согласно требованиям 14 CFR, части 21, 43 и 91, а также, что ЛА зарегистрирован в США.
Документ содержит дату выдачи сертификата, долж ность и подпись должностного лица FAA. Стандартный сертификат лётной годности действует при условии, что ЛА зарегистрирован в США и эксплуатируется над лежащим образом. Безопасность полётов в значитель ной степени зависит от состояния ЛА, которое опре деляется при осмотрах, выполняемых авиационными механиками, авторизованными сервисными пунктами или производителями, соответствующими требова ниям 14 CFR, часть 43.
Специальный сертификат лётной годности выда ётся ЛА, сертифицируемых не по стандартной про цедуре, а, например, по экспериментальной, огра ниченной, сокращённой, временной или для класса LSA. LSA получают специальный сертификат лётной годности розового цвета.
Из этих правил бывают исключения. Так, легкий самолёт «Пайпер Каб" относится к новой катего рии LSA, но в период выпуска сертифицировался как обычныйЛА.
При покупке ЛА, классифицируемого по катего рии, отличной от обычной, рекомендуется связаться с местным управлением FSDO и получить разъясне ния о требованиях лётной годности и ограничениях сертификата данной категории.
Техническое обслуживание ЛА
Под техническим обслуживанием понимается хра нение, осмотры и работы по капитальному и теку щему ремонту ЛА, включая замену запасных частей. Регулярное и правильное техобслуживание позволяет обеспечить надлежащие стандарты лётной годности в течение всего срока эксплуатации ЛА.
Хотя требования к техобслуживанию для разных ЛА различны, опыт показывает, что ЛА нуждается в про филактическом обслуживании не реже чем каждые 25 часов лётного времени, а в сервисном обслужива нии - не реже чем каждые 100 часов. На частоту те хобслуживания влияют особенности эксплуатации ЛА, климатические условия, способ хранения, возраст и конструкция ЛА. Руководства по техническому обслу живанию, каталоги запасных частей и другая сервисная информация предоставляется производителем ЛА.
ОсмотрыЛА
14 CFR, часть 91 возлагает основную ответственность за сохранение ЛА в состоянии лётной годности на вла дельца или эксплуатанта воздушного судна. Должна соблюдаться определённая периодичность осмотров, и владелец обязан сохранять лётную годность ЛА в пе риоды между осмотрами, устраняя любые поломки и дефекты.
14 CFR, часть 91, подраздел Е, определяет интер валы между осмотрами ЛА гражданской авиации. Продолжительность интервала зависит от типа ЛА. Все ЛА должны осматриваться не реже одного раза в 12 ка лендарных месяцев, а некоторые - после каждых 100 часов эксплуатации. Осмотры некоторых ЛА про водятся в соответствии с инспекционным графиком, целью которого является обеспечение полной про верки ЛА после достижения определённых значений времени эксплуатации, календарного времени, ко личества сервисных операций или комбинации этих величин.
Осмотры должны проводиться в соответствии с ру ководством по техническому обслуживанию ЛА, вклю чая инструкции по поддержанию лётной годности.
Ежегодный технический осмотр
Все лёгкие одномоторные самолёты с поршневыми или турбореактивными/турбовинтовыми двигате лями (массой не более 12500 фунтов/5500 кг), эксплу атирующиеся в некоммерческих целях, должны про ходить технический осмотр не реже одного раза в год. Осмотр проводится сертифицированным авиацион ным механиком, имеющим официальное разрешение на проведение осмотров от производителя ЛА или сер тифицированной сервисной станции. После истечения
12 календарных месяцев с момента последнего тех нического осмотра эксплуатировать ЛА запрещается. Период 12 календарных месяцев начинается с любого дня месяца и заканчивается в последний день того же месяца следующего года. ЛА с превышенным сроком ежегодного осмотра может эксплуатироваться в соот ветствии со специальным разрешением на выполнение полётов, выдаваемым FAA в целях транспортировки ЛА в место проведения осмотра. Перед началом полёта должны быть выполнены все операции, предписываемые соответствующими директивами по лётной годности.
Сточасовой технический осмотр
ЛА массой менее 12 500 фунтов/5500 кг (за исключе нием многомоторных турбовинтовых/турбореактив ных и газотурбинных винтокрылых ЛА), использу ющиеся для перевозки пассажиров в коммерческих целях, должны проходить технический осмотр в период не более 100 часов с момента предыдущего осмотра. ЛА, не прошедшие осмотр, не допускаются к полётам. Помимо этого, ЛА, эксплуатируемые пилотом-инструк тором в учебно-тренировочных коммерческих целях, также должны проходить сточасовой технический ос мотр. Осмотр проводится сертифицированным авиаци онным механиком, сертифицированной FAA сервисной станцией или производителем ЛА. Ежегодные осмотры, или осмотры с целью получения сертификата лётной годности, могут быть заменены очередным сточасовым осмотром. Ограничение в 100 часов может быть превы шено не более чем на 10 часов (в случае, если такая от срочка необходима для транспортировки ЛА в место проведения осмотра). Дополнительное время, затрачен ное на транспортировку ЛА до места проведения осмо тра, должно быть учтено при расчёте времени следую щего сточасового осмотра.
Другие технические инспекции
Требования о проведении ежегодных и сточасовых технических осмотров не действуют в отношении больших (массой свыше 12500 фунтов/5500 кг) само лётов, турбореактивных или многомоторных турбо винтовых самолётов, а также ЛА, владелец которого соблюдает программу последовательной технической инспекции. Подробную информацию можно получить, обратившись к 14 CFR, раздел 43.11 и часть 91, подраз дел Е, а также в местном управлении FSDO.
Проверка высотомера
14 CFR, раздел 91.411 предписывает, что высотомеры, в том числе с кодирующим устройством, и смежные системы могут эксплуатироваться в контролируе мом воздушном пространстве по ППП в течение срока не более 24 месяцев с момента их осмотра и проверки.
Проверка бортового ответчика (транспондера)
14 CFR, раздел 91.411 предписывает, что транспондер может эксплуатироваться в течение срока не более 24 месяцев с момента их осмотра и проверки.
Аварийный приводной передатчик
Согласно требованиям 14 CFR, раздел 91.207, аварий ный приводной передатчик (АПП) должен проходить проверку каждые 12 календарных месяцев на предмет выявления следующих дефектов:
неправильная установка;
коррозия батареи питания;
сбои в работе органов управления и датчика столкновения;
отсутствие или недостаточность сигнала, излучае мого антенной.
АПП должен быть закреплён на корпусе ЛА та ким образом, чтобы минимизировать вероятность повреждения передатчика в случае столкновения. Стационарные и съёмные автоматические передат чики должны устанавливаться настолько близко к хвостовому оперению ЛА, насколько это возможно. Батареи питания АПП должны быть заменены (или за ряжены, в случае перезаряжаемых аккумуляторов):
когда совокупное время работы передатчика превы сит один час;
по истечении 50% времени службы батареи (или, в случае перезаряжаемых аккумуляторов, 50% зарядки).
Дата замены (или перезарядки) батареи должна быть нанесена на внешнюю часть передатчика и указана в ведомости технического обслуживания ЛА. Сказанное не относится к батареям, заряд кото рых не падает во время хранения (например, бата реям с водной активацией).
Предполётный осмотр
Целью предполётного осмотра ЛА является опреде ление его лётной годности и готовности к безопасной эксплуатации. ЭСП и руководство для владельца ЛА включают в себя раздел, посвящённый систематиче ской методике проведения предполётного осмотра.
Перечень минимального комплекта оборудования (ПМКО) и эксплуатация ЛА с неисправным оборудованием
14 CFR определяет, что бортовые приборы и обору дование ЛА в момент взлёта должны находиться в ис правном состоянии. Для авиационных операций со гласно 14 CFR, часть 91 FAA устанавливает перечень минимального комплекта оборудования (ПМКО), до пуская тем самым эксплуатацию ЛА с неисправным
оборудованием, которое признано несущественным для безопасности полётов. Одновременно эксплуатан там воздушных судов разрешается отложить ремонт несущественного оборудования при полётах согласно 14 CFR, часть 91.
Существует два случая, в которых FAA разрешает отложить ремонт лёгких винтокрылых ЛА, негазо турбинных самолётов, планёров и ЛА легче воздуха, эксплуатируемых согласно 14 CFR, часть 91. Это отсро ченное обеспечение положений 14 CFR, раздел 91.213
(d) и утверждённый FAA ПМКО.
Отсрочка выполнения положений 14 CFR, раз дел 91.213 (d) широко используется многими пило тами/эксплуатантами воздушных судов. Это объ ясняется простотой и минимальным количеством оформляемых документов.
Если во время предполётного осмотра или непо средственно перед вылетом выявляется отказ борто вого оборудования, может быть принято одно из трёх решений: отменить полёт, отложить его до выполне ния ремонтных работ или отсрочить ремонт неис правного прибора или оборудования.
Отсрочка ремонтных работ не может быть использо вана при отказе оборудования во время полёта. В та ких случаях должны выполняться действия, предпи санные РЛЭ/ЭСП.
Предположим, что пилот намеревается отсрочить ремонт, который, в противном случае, следовало бы провести до начала полёта. В этом случае, согласно положениям 14 CFR, раздел 91.213 (d), пилот должен определить, является ли вышедшее из строя оборудо вание необходимым для выполнения полёта с точки зрения конструкции ЛА, предписаний 14 CFR или ди ректив по лётной годности. Если неисправное обору дование признано несущественным и не влияющим на безопасность полёта, его ремонт разрешается от ложить. Вышедшее из строя оборудование надлежит отключить или демонтировать, а возле его органов управления или индикаторов - поместить табличку
«INOPERATIVE" («неисправно,,). Если отключение или демонтаж требуют выполнения технических ра бот (при демонтаже - во всех случаях), эти работы должны выполняться сертифицированным техниче ским персоналом и протоколироваться согласно по ложениям 14 CFR, часть 43. Например, если перед началом дневного полёта выявлена неисправность аэ ронавигационных огней (бортовое оборудование), пи лот должен следовать процедуре, изложенной в 14 CFR, раздел 91.213 (d).
Действия по отключению неисправного оборудова ния могут быть как простейшими (пилот переводит выключатель в положение OFF), так и сложными (на пример, полная деактивация бортовых приборов или
систем). Сложные технические операции по деакти вации оборудования должны выполняться сертифи цированным авиационным механиком. Размещение таблички «INOPERAТIVE" рядом с отключённым обо рудованием является обязательной.
Под условия отсрочки ремонта неисправного обору дования в соответствии с 14 CFR секция 91.213 (d) под падают все лёгкие винтокрылые ЛА, негазотурбинные самолёты, планёры и ЛА легче воздуха, эксплуатируе мые согласно положениям 14 CFR, часть 91. Однако, по сле того, как эксплуатант воздушного судна получит ПМКО и официальное разрешение на его использование со стороны FAA (LOA), использование ПМКО становится обязательным. Любое решение относительно отсрочки ремонта неисправного оборудования должно прини маться в соответствии с правилами и положениями ПМКО и официальными документами эксплуатанта.
Основным документом, которым в этом случае дол жен руководствоваться эксплуатант ЛА, является ПМКО, выпущенный FAA конкретно для этого эксплу атанта и его ЛА.
FAA разработала стандартные перечни минималь ного комплекта оборудования (СПМКО) для боль шинства ЛА, находящихся в текущей эксплуатации. По письменному запросу эксплуатанта воздушного судна местное управление FSDO предоставляет СПМКО для соответствующей марки и модели ЛА, а также LOA и вводную часть к нему. На основании полученного СПМКО эксплуатант разрабатывает собственные про цедуры эксплуатации и технического обслуживания (ЭТО) ЛА. Этот СПМКО в сочетании с процедурами ЭТО эксплуатанта являются его ПМКО. ПМКО, LOA, вводная часть и документ, определяющий процедуры ЭТО, должны постоянно находит ся на борту ЛА. FAA рассматривает утверждённый ПМКО в качестве допол нительного сертификата и присваивает ему серийный и регистрационный номера ЛА. Это связано с тем, что ПМКО предоставляет право на эксплуатацию ЛА в условиях, отличающихся от установленных основ ным сертификатом.
Если, при наличии утверждённого ПМКО, пилот пе ред началом дневного полёта обнаруживает неисправ ность аэронавигационных огней, он должен занести информацию об этом в журнал технического обслу живания или составить специальный протокол несо ответствия техническим требованиям. Оборудование может быть отремонтировано немедленно либо с от срочкой, в соответствии с ПМКО. Установив, что вы полнение дневного полёта с нерабочими аэронави гационными огнями не противоречит положениями ПМКО, пилот переводит выключатель аэронавигаци онных огней в положение OFF, отключает прерыватель цепи (или выполняет другие действия, предписанные
для этого случая нормативными документами ЭТО) и устанавливает рядом с выключателем табличку
«INOPERATIVE».
Из этой процедуры есть исключения. Например, если, согласно ПМКО, отсрочка ремонта неисправного компо нента не допускается (например, если это тахометр, за крылки или сигнализатор сваливания), ремонт должен быть проведён до начала полёта. Если в месте нахожде ния ЛА ремонт невозможен или отсутствуют запасные части, необходимо обратиться в ближайшее управление FSDO за специальным разрешением на выполнение по лёта. После получения разрешения можно осуществить перелёт в место проведения ремонтных работ. Таким об разом, ЛА, не соответствующий требованиям лётной год ности, но всё же пригодный для безопасного полёта, при соблюдении условий, определённых в специальном раз решении, может подняться в воздух.
К возможности отсрочки ремонта неисправного оборудования не следует относиться легкомысленно. Необходимо тщательно проанализировать возможные последствия полёта с неустранённой поломкой- в осо бенности, если есть и другие неисправности. Более подробную информацию о ПМКО и эксплуатации ЛА с неисправным оборудованием можно найти в реко мендательном циркуляре № 91-67 «Минимальные требования к бортовому оборудованию в авиации общего назначения».
Профилактическое техобслуживание
Под профилактическим техобслуживанием ЛА по нимаются мелкие или простые защитные процедуры и работы по замене небольших стандартных компо нентов, не требующие сложных монтажных операций. Полный перечень операций профилактического техоб служивания содержится в 14 CFR, часть 43, приложе ние А (с) и ограничивается этим документом.
Протоколирование профилактических операций
Пилоты, выполняющие профилактическое техобслу живание, обязаны сделать запись об этом в журнале технического обслуживания ЛА. Запись должна вклю чать в себя следующее:
описание работ, например: «Замена масла (марка ShellAero-50) в 23.45»;
дата завершения выполняемых работ;
имя пилота, подпись, номер и тип сертификата.
Примеры профилактических работ
Приведённые ниже примеры заимствованы из 14 CFR, часть 43, «Техническое и профилактическое обслужи вание, капитальный ремонт и переделка». Помните, профилактическое обслуживание ограничено рабо тами, не требующими сложных монтажных операций.
Профилактические работы включают в себя следую щие операции:
Снятие, установка и ремонт шин шасси; замена эла стичных тросов амортизаторов на шасси; техобслу живание амортизационных опор шасси, добавка масла, подкачка воздуха или и то и другое; техоб служивание шарикоподшипников шасси, включая чистку и смазку; замена повреждённых проволоч ных или иных предохранителей; смазка без демон тажа, за исключением снятия крышек, кожухов или обтекателей; установка простых заплат на ткани, не требующих прошивания нервюр или снятия де талей конструкции или поверхностей управления. Если речь идёт об аэростатах, наложение неболь ших тканевых заплат на оболочку (в соответствии с рекомендациями и определениями изготовителя), не требующее ремонта или замены полос нагрузки.
Долив гидравлической жидкости в резервуар; об новление декоративного покрытия фюзеляжа, гон долы аэростата, крыльев и хвостового оперения (исключая отбалансированные поверхности управ ления), обтекателей, кожухов, шасси, внутренней отделки пассажирского салона или кабины пилота, при которых не требуется снятие или демонтаж ос новных конструкций или рабочих систем.
Нанесение предохранительного покрытия на де тали, где не требуется демонтаж основных конструк ций или рабочих систем, а покрытие не мешает практической работе; ремонт обивки и декоратив ной обшивки салона, кабины пилотов или гондолы аэростата, если при этом не требуется демонтаж ос новных конструкций или рабочих систем и если это не отражается на состоянии основных конструкций и рабочих систем воздушного судна; выполнение небольшого простого ремонта обтекателей, крышек и кожухов, не являющихся структурными элемен тами, а также их небольшой ремонт и усиление без изменения контура и надлежащего воздушного по тока; замена боковых иллюминаторов там, где эта работа не создаёт помех конструкции или рабочим системам, таким как управление, электрооборудо вание и т.д.
Замена привязных ремней безопасности; замена кресел или их деталей (при условии, что замена про исходит на утверждённые для этого воздушного судна кресла/детали соответственно и при этом не производится демонтаж основных конструкций или рабочих систем); замена ламп, рефлекторов и линз позиционных и посадочных огней.
Замена колёс или лыж, не предполагающая необходи мости расчёта веса и балансировки; замена любого об текателя, при которой не нужно снимать воздушный винт или отсоединять систему управления; замена или
чистка свечей и установка зазоров между электро дами; замена любых шланговых соединений, кроме гидравлических; замена готовых топливных линий.
Прочистка и замена деталей масляных и то пливных фильтров; замена и обслуживание ак кумуляторов; прочистка растопочной и основ ной форсунок горелки аэростата в соответствии с инструкциями производителя.
Смена гондол или горелок, если таковые опре делены в типовом сертификате аэростата как сменные, а их конструкция предполагает бы струю установку и снятие; замена или подгонка неструктурных стандартных креплений, ис пользуемых при полётах.
Установка приспособлений, предохраняющих от перелива топлива за счёт уменьшения диа метра заправочных отверстий топливных баков (при условии, что эти приспособления включены в данные типового сертификата ЛА, изготовитель предоставил утверждённые FAA инструкции для установки и демонтаж существующего заправоч ного отверстия не требуется); ремонт и профи лактика электрических цепей посадочных огней.
Удаление и замена блока-панели аэронавига ционного и радиооборудования с разъёмами, которые обеспечивают автоматическое под ключение оборудования при установке блока в приборную панель (кроме систем автопи лота, ответчиков и микроволнового дальномер ного оборудования). Оборудование должно быть сконструировано с расчётом на многократный демонтаж и замену и снабжено соответствую щими инструкциями. Перед использованием оборудования необходимо провести его опера тивную проверку в соответствии с положениями 14 CFR, часть 91.
Мероприятия осмотра и техобслуживания, пе речисленные в утверждённой программе техос мотров и профилактического техобслуживания обладателя основного или дополнительного сертификата ЛА основной категории.
Обновление баз данных автономных стацио нарных навигационных систем (за исключе нием систем управления полётом, транспонде ров и микроволнового ДО) в тех случаях, когда разборка устройства не требуется и имеется надлежащая инструкция; перед использова нием устройства должна быть проведена экс плуатационная проверка в соответствии с тре бованиями 14 CFR, часть 91.
Сертифицированные пилоты, за исключением пилотов-курсантов и пилотов со спортивной или любительской лицензией, могут выполнять работы
по профилактическому техобслуживанию любого ЛА, которым владеют или который эксплуатируют, при ус ловии, что этот ЛА не используется для коммерческих перевозок или согласно 14 CFR, части 121, 129 или 135. Пилот со спортивной лицензией может выполнять ра боты по профилактическому техобслуживанию ЛА, которым владеет или который эксплуатирует, если ЛА имеет особый сертификат лётной годности в катего рии LSA. (Конкретная информация о правах пилотов со спортивной лицензией в отношении техобслужива ния ЛА содержится в 14 CFR, часть 65). Полный пере чень операций, подпадающих под определение про филактического техобслуживания, приведён в 14 CFR, часть 43, приложение А.
Ремонт и переделка
Работы по ремонту и переделке подразделяются на крупные и мелкие. Перечень работ по ремонту и пе ределке, считающихся крупными, приведён в 14 CFR, часть 43, приложение А. Возвращение в эксплуатацию ЛА после крупного ремонта или переделки должно ут верждаться сертифицированным пунктом техобслу живания, сертифицированным FAA авиационным ме хаником или Администратором путём оформления формы FAA № 337, «Крупный ремонт и переделка». После проведения мелких работ по ремонту и пере делке возвращение ЛА в эксплуатацию утверждается соответствующей записью в журнал технического об служивания, сделанной сертифицированным FAA ави ационным механиком или сертифицированным пун ктом техобслуживания.
Информация о порядке внесения изменений в экс периментальные ЛА содержится в документах, опре деляющих эксплуатационные ограничения ЛА. При внесении изменений в соответствии с приказом FAA
№ 8130.2, «Сертификация лётной годности ЛА и сопро водительные документы» может потребоваться уве домление органа, выдавшего сертификат.
Специальные разрешения на выполнение полётов
Специальное разрешение на выполнение полёта пред ставляет собой особый сертификат лётной годности, дающий право на эксплуатацию ЛА, который не со ответствует установленным требованиям лётной год ности, но пригоден для безопасного полёта при вы полнении определённых условий. Перед выдачей разрешения инспектор FAA может лично провести ос мотр ЛА или отдать распоряжение о проведении осмо тра сертифицированным FAA авиационным механи ком или сертифицированным пунктом технического обслуживания (с целью определения того, безопа сен ли ЛА для предполагаемого полёта). Результаты ос мотра заносятся в бортовые документы ЛА.
Специальное разрешение позволяет осуществить по лёт в следующих целях: для выполнения ремонта, пе ределки или технического обслуживания ЛА; для до ставки или транспортировки ЛА; для эвакуации ЛА из опасной зоны. Специальное разрешение может пре доставить пилоту право на эксплуатацию перегружен ного ЛА с превышением его обычной дальности полёта над земной или водной поверхностью в тех случаях, когда отсутствуют возможности для посадки или доза правки топливом.
За помощью в получении специального разрешения на выполнение полёта обратитесь к местному управ лению FSDO или Уполномоченному представителю по лётной годности (DAR).
Директивы по лётной годности (дЛГ)
Основной задачей FAA является обеспечение устра нения потенциально опасных факторов планера ЛА, силовой установки, воздушного винта и бортовых систем, когда такие факторы выявлены в ходе эксплу атации других изделий аналогичной конструкции. Потенциально опасные факторы могут быть связаны с ошибками проектирования, неправильным техниче ским обслуживанием или иными причинами. 14 CFR, часть 39 и директивы по лётной годности (ДЛГ) опре деляют права и обязанности Администратора по про ведению необходимых корректирующих действий. ДЛГ используются для информирования владельцев ЛА и других заинтересованных лиц о потенциально опасных факторах, а также условиях, при которых экс плуатация изделия может быть продолжена. ДЛГ под разделяются на две категории: а) экстренные, тре бующие немедленного прекращения полётов вплоть до выполнения содержащихся в них требований; 6) несрочные, требующие выполнения содержащихся в них требований в течение определённого срока.
ДЛГ являются регламентирующими документами
и обязательны для выполнения. Владелец или эксплу атант воздушного судна несут ответственность за со блюдение всех применимых ДЛГ, включая те, которые требуют выполнения периодических или постоянных действий. Например, ДЛГ может содержать требование о проведение периодической проверки каждые 50 ча сов эксплуатации ЛА.
Владельцы/эксплуатанты должны помнить, что ДЛГ не имеют ограниченного срока действия, за исклю чением случаев, когда такой срок особо указывается в тексте ДЛГ. Информацию о том, применима ли та или иная ДЛГ к самодельному ЛА, можно получить в мест ном управлении FSDO.
14 CFR, раздел 91.417 предписывает документирова ние статуса выполнения всех применимых ДЛГ, вклю чая: перечень конкретных операций; номер ДЛГ и дата
обновления (если есть); дата и время следующей опе рации; подпись исполнителя; тип и номер сертифи ката пункта технического обслуживания или авиаци онного механика, выполнившего работы. Для удобства получения информации многие владельцы ЛА ведут хронологический учёт всех применимых ДЛГ на обрат ной стороне журналов техобслуживания ЛА, силовой установки и воздушного винта.
Тексты всех выпущенных ДЛГ, а также бюллетень ДЛГ (выходит дважды в неделю) содержатся на веб сайте http://rgl.faa.gov. С июля 2007 года FAA пре доставляет услугу по рассылке ДЛГ по электрон ной почте. Для получения электронных сообщений необходимо зарегистрироваться на сайте, адрес ко торого указан выше. После того, как эффективность электронной рассылки подтвердилась, почтовая рас сылка ДЛГ была прекращена.
Бумажные копии Сборника директив по лёт ной годности и бюллетень ДЛГ можно приобрести в Управлении документации. Сборник содержит все действующие ДЛГ, опубликованные на момент его вы пуска, и состоит из двух разделов. «Книга лёгких ЛА и вертолётов» содержит все ДЛГ, применимые к лёгким ЛА (максимальный сертифицированный взлётный вес 12500 фунтов/5500 кг или менее), а также ко всем вин токрылым ЛА. «Книга крупноразмерных ЛА» содержит все ДЛГ, применимые к ЛА этого типа.
Для получения информации о том, как заказать бу мажные копии сборников ДЛГ и бюллетеня ДЛГ, посе тите онлайн-библиотекурегламентирующих и консуль тативных документов FAA по адресу http://rgl.faa.gov.
Обязанности владельца/эксплуатанта ЛА
Зарегистрированный владелец/эксплуатант ЛА обязан:
обеспечить постоянное наличие на борту ЛА дей ствующего сертификата лётной годности и реги страционного сертификата;
сохранять ЛА в состоянии, пригодном для полётов, включая выполнение всех применимых ДЛГ, и обе спечить надлежащее протоколирование всех проце дур технического обслуживания;
быть осведомлённым о требованиях действующих нормативных документов в отношении эксплуата ции и технического обслуживания ЛА;
немедленно известить регистрационное бюро FAA о любых изменениях постоянного почтового адреса, продаже ЛА или перехода права собственности на него, а также потере права на регистрацию ЛА (см. 14 CFR, раздел 47.41);
при эксплуатации за пределами США ЛА, оснащён ного средствами радиосвязи, включая аварийный приводной передатчик, иметь действующую лицен зию Федеральной комиссии связи (FCC).

Вес
и центров1<а
![]()
Соблюдение требований к весу и центровке ЛА - важ нейший элемент безопасности полётов. Эксплуатация ЛА с превышением ограничений по весу ставит под угрозу его структурную целостность и отрицательно сказывается на лётно-технических характеристиках. Выход центра тяжести (ЦТ} за допустимые пределы приводит к трудностям в управлении ЛА.
Контроль веса
Как говорилось в главе 4 («Аэродинамика полёта»}, вес - это сила, которая притягивает тело к центру Земли. Вес тела зависит от его массы и ускорения. Вес является главным фактором при проектировании и эксплуатации ЛА и требует постоянного контроля со стороны пилота.
В результате действия силы тяготения ЛА непре рывно стремится сблизиться с Землёй. Подъёмная сила - единственная, которая противодействует весу, позволяя ЛА оставаться в воздухе. Величина подъём ной силы, создаваемой аэродинамической поверх ностью, ограничена конструктивными параметрами этой поверхности, углом атаки, воздушной скоростью и плотностью воздуха. Для того, чтобы создаваемая подъёмная сила была достаточной для противодей ствия весу, следует избегать загрузки ЛА сверх преде лов, рекомендованных производителем. Если вес пре вышает создаваемую подъёмную силу, ЛА не сможет подняться в воздух.
Влияние веса
Любой предмет, увеличивающий суммарный вес ЛА, отрицательно влияет на его лётно-технические харак теристики. Производители стремятся сделать ЛА как можно легче и при этом сохранить необходимые проч ность и безопасность.
Пилот должен хорошо представлять себе послед ствия перегрузки ЛА. Перегруженный ЛА может во обще не взлететь; но даже если такой ЛА оторвётся от земли, его лётно-технические характеристики мо гут внезапно и существенно ухудшиться в любой мо мент полёта.
При неправильной загрузке ЛА первоначальные при знаки ухудшения лётных характеристик появляются уже во время взлёта.
Избыточный вес ухудшает практически все эксплуа тационные параметры ЛА. К наиболее важным эксплу атационным недостаткам перегруженного ЛА отно сятся следующие:
увеличение скорости отрыва от земли;
удлинение разбега при взлёте;
снижение скороподъёмности и угла кабрирования;
уменьшение максимальной высоты полёта;
сокращение дальности полёта;
снижение крейсерской скорости;
падение манёвренности;
повышение скорости сваливания;
повышение скорости захода на посадку и посадоч ной скорости;
удлинение послепосадочного пробега;
избыточная нагрузка на носовое или хвостовое ко лёса шасси.
Пилот должен хорошо знать, каким образом увели чение веса того или иного ЛА влияет на его лётно-тех нические характеристики. В процессе предполётного планирования необходимо провести проверку диа граммы параметров полёта на предмет определения того, может ли загрузка ЛА привести к опасным си туациям во время полёта. Излишний вес сам по себе снижает запас надёжности ЛА и представляет ещё большую опасность, если сочетается с другими факто рами, ухудшающими характеристики ЛА. Пилот также должен представлять себе последствия эксплуатации перегруженного ЛА в аварийных ситуациях. При от казе двигателя или обледенении на низких высотах обычно бывает невозможно снизить вес ЛА до уровня, позволяющего удержать его в воздухе.
Изменения веса
Эксплуатационный вес ЛА можно изменить просто за счёт снижения запаса топлива. Авиационное топливо имеет достаточно высокую плотность- 720 кг/м3• 100 л топлива могут весить больше, чем один пассажир. Если вес ЛА снижается за счёт уменьшения запаса то плива, при предполётном планировании необходимо учитывать, что в результате этого уменьшится и даль ность полёта. Во время полёта единственным факто ром, приводящим к уменьшению веса ЛА, обычно яв ляется сжигание топлива. По мере вырабатывания
топлива ЛА становится легче, и его лётно-технические характеристики улучшаются.
Вес ЛА также напрямую зависит от установленного стационарного оборудования. Установка дополнитель ных приборов или датчиков, а также модификация су ществующего оборудования может существенно по влиять на вес ЛА.
Центровка, устойчивость и центр тяжести
Под центровкой понимается положение центра тя жести (ЦТ) ЛА, которое крайне важно для обеспече ния устойчивости и безопасности полёта. ЦТ - это точка, при подвесе в которой ЛА остаётся в состоя нии равновесия.


Пустой
' Поперечная неуравновешенность выз : вает тенденци к сваливанию на крыло.
Продольная неуравновешенность вызывает тенденцию к пикированию или кабрированию.
Основной вопрос при центровке ЛА заключается в положении ЦТ вдоль продольной оси. ЦТ не всегда располагается в одной и той же точке: его положение зависит от распределения веса внутри ЛА. При пере мещении или расходовании груза ЦТ может изменить своё положение. Расстояние между передним и задним пределами центровки (диапазон центровок) опреде ляется производителем ЛА. Пилот должен понимать, что при смещении ЦТ слишком далеко вперёд вдоль продольной оси ЛА может оказаться перетяжелённым на нос. Аналогично, если ЦТ смещён слишком далеко назад, ЛА оказывается перетяжелённым на хвост. Если положение ЦТ таково, что ЛА становится неустой чивым, пилот может потерять управление воздуш ным судном (рис. 9-1).
Рис. 9-1. Продольная и поперечная неуравновешенность ЛА.
Не менее важно положение ЦТ вдоль поперечной оси ЛА. Для каждой единицы веса, расположенной слева от осевой линии фюзеляжа, должна существовать ана логичная единица веса, расположенная справа от неё. Неуравновешенная боковая нагрузка может привести к смещению ЦТ относительно оси ЛА. Поперечное по ложение ЦТ рассчитывается не всегда, но пилот должен знать, что поперечная неуравновешенность ЛА может привести к непредвиденным последствиям. Иногда по перечная неуравновешенность возникает из-за нерав номерной подачи топлива в двигатель из крыльевых баков ЛА. Пилот может компенсировать возникаю щую тенденцию к сваливанию на крыло, скорректи ровав балансировку или прикладывая постоянное управляющее воздействие. Такие действия нарушают обтекаемость корпуса ЛА, увеличивают лобовое со противление и, как результат, ухудшают его эксплу атационные характеристики.
Поскольку меры по достижению поперечной цен тровки подробно описываются в руководстве по лёт ной эксплуатации, а также в силу того, что продольная центровка является более важным фактором, далее в этой книге под центровкой будет пониматься исклю чительно продольное положение ЦТ. Небольшие вин токрылые ЛА, пилотируемые одним человеком, для сохранения поперечной центровки часто нуждаются в дополнительной нагрузке.
Управление неуравновешенным ЛА может приве сти к переутомлению пилота, что отрицательно ска зывается на безопасности и эффективности полёта. Естественная реакция пилота на продольную неу равновешенность ЛА заключается в изменении ба лансировки для устранения избыточного управляю щего давления. Чрезмерная балансировка, однако, не только снижает аэродинамическую эффективность ЛА, но и уменьшает ход органов управления в направ лении, в котором осуществляется балансировка.
Влияние неправильной центровки
Неправильная центровка влияет на лётно-техниче ские характеристики ЛА, в целом, так же, как и пе регрузка (см. выше). Крайневажнособлюдатьпределы нагрузки и центровки, установленные для конкретного ЛА. Прежде всего, это касается винтокрылых ЛА.
Эксплуатация ЛА за пределами установленных огра ничений по весу угрожает его структурной целост ности и отрицательно сказывается на лётных харак теристиках. Центровка также чрезвычайно важна: на некоторых винтокрылых ЛА при полной полётной нагрузке отклонение ЦТ всего на 10 см может суще ственно повлиять на пилотажные характеристики. Неправильная центровка также негативно влияет на устойчивость и управляемость ЛА.
Загрузка ЛА с перетяжелением на нос может приве сти к проблемам с управлением и вызвать сложности с подъёмом носа, особенно во время взлёта и посадки. Загрузка с перетяжелением на хвост может серьёзно повлиять на продольную устойчивость и снизить способность ЛА к выходу из сваливания и штопора. Помимо этого, такая загрузка существенно увеличи вает воздействие управляющих усилий - ещё один нежелательный эффект. Это повышает вероятность непреднамеренного превышения нормативных нагру зок на корпус и компоненты ЛА.
При любом изменении загрузки винтокрылого ЛА следует заново рассчитать его центровку. Для боль шинства ЛА изменение количества пассажиров не ока зывает существенного влияния на положение ЦТ, но в винтокрылых ЛА выгрузка даже одного пасса жира способна создать опасную полётную ситуацию. Неуравновешенная загрузка ЛА также снижает его маневроспособность, поскольку эффективность про дольно-поперечного управления падает в направле нии, противоположном смещению ЦТ.
Пределы центровок устанавливаются производите лем ЛА. Существуют передний и задний пределы, вну три которых должен располагаться ЦТ во время полёта. Эти пределы указываются в спецификации типового свидетельства или в спецификации ЛА, а также в руко водстве по лётной эксплуатации и инструкции пилота. Если после загрузки ЛА ЦТ находится за пределами ди апазона центровок, необходимо переместить некото рые грузы до начала полёта.
Положение переднего предела центровок часто определяется посадочными характеристиками ЛА. Во время приземления (одной из наиболее сложных фаз полёта) превышение переднего предела центро вок может привести к избыточной нагрузке на носовое колесо шасси или тенденции к капотированию (на ЛА с хвостовым колесом), к ухудшению лётно-техниче ских характеристик, повышению скорости сваливания и необходимости увеличения управляющих усилий.
Управляемость
В исключительных случаях выход ЦТ за передний пре дел центровок может вызвать тенденцию к пикиро ванию, усложняя (или даже делая невозможным) вы равнивание ЛА перед посадкой. Стремясь избежать проблем при посадке, производители намеренно пе реносят передний предел центровок настолько далеко назад, насколько это возможно. Помимо снижения статической и динамической продольной устойчиво сти, выход ЦТ за задний предел центровок может вы звать и другие нежелательные последствия, как-то:
исключительные трудности в управлении ЛА; силь ная тенденция к сваливанию; резкое увеличение по следствий управляющих усилий, повышающее вероят ность непреднамеренного превышения нормативных нагрузок на конструкцию ЛА.
Передний предел центровок указывается производи телем с тем расчётом, чтобы обеспечить достаточное отклонение руля высоты на минимальной воздушной скорости. Когда переднее положение ЦТ не зависит от структурных ограничений конструкции ЛА, перед ний предел центровок устанавливается в точке, где для достижения высокого угла атаки при посадке необхо димо до предела ОТКЛОНИТЬ руль высоты.
Задний предел центровок - эта наиболее близкое к хвосту место расположения ЦТ, при котором ЛА мо жет совершать любые разрешённые эксплуатационные манёвры. По мере перемещения ЦТ назад ЛА теряет устойчивость, что означает снижение его способности к выравниванию после маневрирования или прохода через область турбулентности.
Для некоторых ЛА расположение диапазона центро вок может меняться с изменением полного полётного веса. Оно также может быть изменено в определённых полётных ситуациях: например, при выполнении фи гур спортивного пилотажа, уборке шасси, размещении специальных грузов или установке приборов, которые могут изменить лётные характеристики ЛА.
Фактическое положение ЦТ зависит от множества факторов и обычно контролируется пилотом. Так, оно напрямую зависит от размещения багажа и груза вну три ЛА. Желаемой центровки также можно достиг нуть, меняя размещение пассажиров в креслах са лона ЛА. Если ЛА перетяжелён на хвост, логичным решением будет разместить более тяжёлых пассажи ров в передних креслах.
На расположение ЦТ может влиять процесс расходо вания топлива из баков ЛА. Например, в большинстве лёгких ЛА топливные баки размещаются в крыльях очень близко к ЦТ, и сгорание топлива почти не вли яет на центровку. В винтокрылых ЛА топливные баки часто располагаются позади ЦТ и колонки несущего винта, и по мере расходования топлива ЦТ перемеща ется вперёд. Это вызывает у ЛА тенденцию к пикиро ванию, например, при зависании после вертикального взлёта. Для сохранения такого ЛА в положении зависа ния в безветренную погоду требуется дополнительное взятие на себя ручки продольно-поперечного управле ния. Когда, вследствие сгорания топлива, винтокры лый ЛА перестанет реагировать на продольно-попереч ные управляющие усилия, полёт следует прекратить. Снижение скорости до нуля также может оказаться невозможным. В случае отказа двигателя и авторота ции, снижение эффективности продольно-поперечного
управления может не позволить пилоту выровнять ЛА перед посадкой.
Управление весом и центровкой ЛА
Раздел 14 Свода федеральных нормативных актов США (14 CFR), секция 23.23 определяет необходимость установки диапазонов весов и центровок, в рамках которых эксплуатация ЛА является безопасной. Эта информация обеспечивается производителем ЛА и со держится в руководстве по лётной эксплуатации, карте данных сертификата типа или спецификации ЛА.
Хотя 14 CFR часть 91 явным образом и не обязы вает пилота производить расчёты веса и центровки перед каждым полётом, 14 CFR секция 91.9 требует от командира воздушного судна (КВС) соблюдать экс плуатационные пределы, указанные в руководстве по лётной эксплуатации. Сюда входят вес и центровка ЛА. Расчёты веса и центровки производятся на основа нии графиков и таблиц, содержащихся в руководстве по лётной эксплуатации.
Вес и центровка ЛА имеют огромное значение и должны быть предметом тщательного контроля для любого пилота. Пилот контролирует загрузку воздуш ного судна и регулирует расход топлива (два перемен ных фактора, которые могут изменить как суммарный вес, так и положение ЦТ ЛА). Владелец или эксплуатант воздушного судна должен предоставить пилоту самые свежие данные о грузе и параметрах полёта, а также обеспечить надлежащее протоколирование всех опе раций по ремонту и модификации ЛА. Установка или демонтаж бортового оборудования приводят к измене ниям в положении ЦТ.
Изменения веса в обязательном порядке должны быть учтены и надлежащим образом отражены во всех документах, связанных с весом и центров кой ЛА. Список бортового оборудования должен сво евременно обновляться. Не обладая вышеуказанной информацией, пилот не будет иметь возможности производить необходимые расчёты и принимать обо снованные решения.
Смена или установка стандартных запасных ча стей незначительной массы, а также установка мел ких элементов оборудования (винты, гайки, шайбы, заклёпки) на ЛА с неизменяемой геометрией крыла не требуют дополнительной проверки параметров веса и центровки. Органы управления на винтокрылых ЛА, как правило, в большей степени реагируют на измене ния положения ЦТ.
Рекомендательная директива «Осмотр и ремонт ЛА - методика и технические приёмы» Федерального агентства по аэронавигации США, раздел 43.13.-1 ука зывает на следующие критерии оценки несуществен ных изменений в весе ЛА:
1 фунт (-0,5 кг) или меньше для ЛА с неснаряжён ным весом менее 5 тыс. фунтов (-2300 кг);
2 фунта (-1 кг) или меньше для ЛА с неснаряжённым весом от 5 тыс. фунтов (-2300 кг) до 50 тыс. фунтов (23 тыс. кг);
5 фунтов (-2,3 кг) или меньше для ЛА с неснаряжён ным весом более 50 тыс. фунтов (23 тыс. кг). Незначительным изменением положения ЦТ счита
ется изменение, равное или меньшее 0,05% от длины средней аэродинамической хорды (САХ) (для ЛА с неизменяемой геометрией крыла) или 0,2% от длины максимального допустимого диапазона центровок (для винтокрылых ЛА). Если изменение превышает эту величину, необходимо проверить установки веса и центровки.
Перед полётом пилот должен определить условия равновесия ЛА. Для этого существуют разрабатывае мые производителями наборы простых и упорядочен ных процедур. Используя эти процедуры и руковод ствуясь здравым смыслом, пилот может с лёгкостью определить вес и центровку своего ЛА. Многие совре менные ЛА не позволяют сохранить вес и центровку в допустимых пределах при полном заполнении всех мест пассажиров, багажных отсеков и топливных ба ков. Если загрузка пассажиров максимальна, пилот за частую вынужден уменьшить запас топлива или сни зить вес багажа.
14 CFR, часть 125 определяет, что ЛА с двадцатью или более пассажирскими местами и весом 6 тыс. фун тов (-2700 кг) или более должны взвешиваться каж дые 36 календарных месяцев. Многомоторные ЛА, экс плуатируемые согласно положениям 14 CFR, часть 135, также должны взвешиваться каждые 36 месяцев. ЛА, эксплуатируемые согласно положениям 14 CFR, часть 135, освобождаются от необходимости регулярного взвешивания, если они эксплуатируются согласно требованиям к весу и центровке, принятым в эксплу атационной спецификации владельца сертификата. Директива «Осмотр и ремонт ЛА: методика и техни ческие приёмы», раздел 43.13-1 также предписывает авиамеханикам отслеживать своевременность и пра вильность отражения данных о весе и центровки ЛА в полётных документах в течение всего периода между сточасовыми или ежегодными осмотрами.
Термины и определения
Пилот должен быть знаком с терминами, исполь зующимися при изложении вопросов веса и цен тровки ЛА.
Нижеследующий список терминов и их определений является стандартизованным, и знание этих терминов позволяет пилоту лучше понимать методики расчёта веса и центровки любого ЛА. Термины, предложенные
Ассоциацией производителей авиации общего на значения (General Aviation Manufacturers Association, GAMA) в качестве индустриального стандарта, отме чены звёздочкой.
(В скобках указан английский оригинал термина).
Плечо момента (arm, moment arm) - горизонталь ное расстояние от линии начала отсчёта до ЦТ пред мета. Алгебраический символ плюса (+) означает, что плечо измерено позади начала отсчёта, а символ минуса (-) - впереди него.
Исходная сухая масса (basic empty weight)* - стан дартная масса пустого воздушного судна плюс масса дополнительного и специального оборудования, установленного на нём.
Центр тяжести (ЦТ) (center of gravity, CG) - точка, в которой ЛА был бы уравновешен, если бы име лась возможность подвесить его в этой точке. ЦТ является центром масс ЛА (воображаемой точкой, в которой сосредоточена вся его масса). Он может выражаться в расстоянии от опорной точки или в процентах от длины САХ. ЦТ позиционирован в пространстве и имеет продольную, поперечную и вертикальную координаты.
Пределы центровок (CG limits) - точно определён ные переднее и заднее положения, внутри которых должен располагаться ЦТ ЛА во время полёта. Эти пределы указываются в документации ЛА.
Диапазон центровок (CG range) - расстояние между передним и задним пределами центровок, указан ными в документации ЛА.
Начало отсчёта (datum, reference datum) - вообра жаемая вертикальная плоскость или линия, от ко торой происходят все изменения плечей момента. Начало отсчёта устанавливается производителем ЛА. После выбора начала отсчёта плечи всех момен тов и расположение диапазона центровок отсчиты ваются от этой точки.
Дельта (delta) - греческий символ Л, указыва ющий на изменение той или иной величины. Например, ЛЦТ означает изменение (или переме щение) ЦТ.
Предел нагрузки на пол (floor load limit) - пред усмотренный производителем максимальная на грузка, которую может выдержать пол ЛА на еди ницу площади.
Запас топлива (fuel load) - расходуемая часть груза ЛА. Сюда входит только расходуемое топливо и не включается та его часть, которая нужна для за полнения топливопроводов или оседает в отстойни ках топливных баков.
Разрешённая сухая масса (licensed empty weight) - сумма масс планера, двигателя(ей), невырабатыва емого остатка топлива и несливаемого масла, плюс
масса стандартного и дополнительного оборудова ния, перечисленного в перечне бортового оборудо вания. Некоторые производители использовали этот термин до того, как GAMA его стандартизовала.
Максимальный посадочный вес (maximum landing weight) - наибольший вес ЛА, который в обычных условиях разрешено иметь во время посадки.
Максимальный стояночный вес (maximum ramp weight) - суммарный вес загруженного ЛА, вклю чая полный вес топлива. Он превышает взлётный вес, поскольку в процессе руления и опробова ния двигателя часть топлива будет израсходована. Стояночный вес также часто называют рулёжным весом (taxi weight).
Максимальный взлётный вес (maximum takeoff weight) - наибольший вес ЛА, который разрешается иметь во время взлёта.
Максимальный вес (maximum weight) - максималь ный разрешённый вес ЛА и всего бортового оборудо вания, указанный в карте данных сертификата типа для этого ЛА.
Максимальный вес без топлива (maximum zero fuel weight)"' - максимальный вес ЛА за вычетом веса расходуемого топлива.
Средняя аэродинамическая хорда (САХ) (mean aerodynamic chord, МАС) - среднее расстояние между передней и задней кромками крыла.
Момент силы (момент) (moment) - произведение веса объекта на плечо (расстояние от оси враще ния до точки приложения веса). Момент измеряется в Ньютон-метрах (Н•м), килограммах силы-метрах (кгс-м) или фунтодюймах (in-lb). Суммарный мо мент ЛА равен произведению его веса на расстояние от начала отсчёта до ЦТ.
Индекс момента (moment index) - момент, делён ный на постоянную величину (100, 1000 или 10000). Смысл использования индекса момента - в упроще нии расчётов веса и центровки в случаях, когда учёт веса тяжёлых предметов и плечей большой длины приводит к длинным и громоздким числам.
Полезный груз (payload)* - вес команды, пассажи ров, груза и багажа.
Стандартная сухая масса (standard empty weight)'' - масса ЛА, складывающийся из массы планера, дви гателей и всего бортового оборудования, которые имеет фиксированное местоположение и установ лено на постоянной основе, включая твёрдый бал ласт, гидравлическую жидкость, невырабатывае мый остаток топлива и всё моторное масло.
Стандартные веса (standard weights) - справочные значения весов различных предметов, учитываю щиеся при расчётах веса и центровки. В том слу чае, если доступна информация о реальном весе
предмета, нужно использовать его, а не стандарт ный вес. Некоторые значения стандартных весов:

![]()
720 кг/м3или
![]()
Бензин
![]()
Авиационное топливо Джет А, Джет А-1
Авиационное топливо ДжетВ
![]()
![]()
Моторное масло Вода
6 фунтов/ам.галлон
815 кг/м3 или
6,8 фунта/ам.галлон
780 кг/м3 или
6,5 фунта/ам.галлон
890 КГ/м3 ИЛИ
7,5 фунта/ам.галлон
1000 кг/м3или
8,35 фунта/ам.галлон
![]()
Местоположение (station) - место в ЛА, определя емое его расстоянием от начала отсчёта. Таким об разом, начало отсчёта представляет собой нулевое местоположение. Объект, расположенный в место положении +100, имеет плечо момента 100 см.
Полезный груз (useful load) - вес пилота, второго пилота, пассажиров, багажа, расходуемого топлива и сливаемого масла. В сущности, это максимальный взлётный вес за вычетом сухой массы. Этот термин применяется только в авиации общего назначения.
Методы расчёта веса и центровки
На этой стадии изложении будет полезно повторить и рассмотреть подробнее некоторые базовые методы определения значений веса и центровки. Приведённые ниже методы расчётов применимы к любому объекту или транспортному средству, для которых оценка зна чений веса и центровки имеет существенное значение. Основная концепция чрезвычайно проста и заключа ется в следующем: для определения суммарного веса необходимо рассчитать вес пустого ЛА и прибавить вес всего, что будет в ЛА загружено перед полётом. Более сложная задача (особенно, если не понимать базовых принципов расчёта веса и центровки) - это распреде
Рис. 9-2. Вес и центровка.
диапазона называются передним и задним пределами центровок. Эти пределы обычно указываются в еди ницах длины (сантиметрах или дюймах) как расстоя ние, измеренное вдоль продольной оси ЛА от исходной точки, называемой началом отсчёта. Начало отсчёта (опорная точка) - это произвольно выбранная точка, положение которой выбирается при проектировании ЛА. У различных ЛА начало отсчёта может находиться в разных местах (рис. 9-2).
Расстояние от начала отсчёта до любого компо нента ЛА или любого объекта, загруженного на него, называется плечом. Если объект или компонент рас полагается впереди начала отсчёта, плечо является положительной величиной, а если позади него - от рицательной. Расстояние от объекта или компонента ЛА до начала отсчёта часто называют местоположе нием. Умножив вес объекта или компонента на его рас стояние от начала отсчёта (плечо), получим момент. Момент является мерой стремления груза под воздей ствием силы тяготения вращаться относительно вы бранной оси. Он измеряется в Ньютон-метрах (Н·м),
ление веса таким образом, чтобы полная масса нагру

100 СМ
![]()
женного ЛА была уравновешена в точке (ЦТ), находя
щейся внутри установленных пределов.
Точка, в которой ЛА уравновешен, может быть опре делена путём расчёта положения ЦТ, который, как было сказано выше, является воображаемой точкой, концен трирующей в себе весь вес ЛА. Чтобы обеспечить необ ходимый баланс между продольной устойчивостью и управляемостью руля высоты, ЦТ обычно распола гают немного впереди точки приложения подъёмной силы. Такая схема нагружения вызывает во время по лёта тенденцию к капотированию, что оптимально при больших углах атаки и низких скоростях.
Как упоминалось ранее, безопасная область, вну
Начало отсчёта
![]()
Примечание. Предполагается, что начало отсчёта совпадает
с опорной точкой.
три которой должна располагаться точка равновесия
(ЦТ), называется диапазоном центровок. Границы Рис. 9-3. Определениемомента.
килограммах силы-метрах (кгс•м), килограммах силы сантиметрах (кгс-см) или фунтодюймах (in-lb).
Для примера, поместим груз массой 50 кг на до ску в местоположение (в точку на расстоянии) 100 см от опорной точки. Величина момента действующей вниз силы веса может быть получена умножением 50 кг на 100 см, что даёт нам момент 5000 кгс•см (рис. 9-3).
Для достижения равновесия к другой стороне доски также нужно приложить момент суммарной величины 50 кгс·м. Любое сочетание веса и дистанции, произ ведение которых будет равно 50 кгс·м, сможет урав новесить доску. Например (см. рис. 9-4), поместим груз массой 100 кг в точку (местоположение) на рас стоянии 25 см от опорной точки, а другой груз, мас сой 50 кг, - в точку (местоположение) на расстоянии
50 см от опорной точки. Сумма моментов сил веса обоих грузов составит 5000 кгс·см. Таким образом, доска окажется уравновешенной.
потребовать снижения веса ЛА перед взлётом. К дру гим факторам, которые необходимо учитывать пе ред взлётом, относятся длина взлётно-посадочной дорожки, её покрытие и уклон, приземный ветер и на личие препятствий. Эти факторы также могут потре бовать снижение веса ЛА перед взлётом.
Некоторые ЛА сконструированы таким образом, что нарушить пределы центровок при их загрузке бывает сложно. Обычно это лёгкие ЛА с сиденьями, топлив ными баками и багажными отсеками, расположен ными поблизости от пределов центровок. Пилоты та ких ЛА должны помнить, что даже при соблюдении диапазона центровок перегрузка недопустима. Другие ЛА допускают загрузку, при которой положение ЦТ может выйти за границы диапазона центровок, даже если предел по полезной нагрузке не будет превышен. Поскольку перегрузка и нарушение балансировки чре ваты серьёзными последствиями, контроль загрузки
ЛА и обеспечение её правильности является важней

50 см
100см
5000
![]()
Начало отсчёта
КГС • СМ КГС • СМ
Вес х плечо = момент (кг) х (см) = (кгс·см)
![]()
Рис. 9-4. Достижение равновесия.
Ограничения веса и центровки
100 х 25 = 2500
50 х 50 = 2500
Итого= 5000
кгс·см
шей обязанностью пилота.
Определение веса с полной нагрузкой и положения ЦТ
![]()
Для определения веса с полной нагрузкой и положе ния ЦТ ЛА могут быть использованы различные ме тоды. Существует расчётный метод, а также методы, использующие графики и таблицы, составленные про изводителем ЛА.
Расчётный метод
Ниже приведён пример использования расчёт ного метода с применением базовых математиче ских функций.
Параметры ЛА:
![]()
Максимальный взлётный вес 1550 кг
Диапазон центровок 1,90-2,20 м
Дано:
Необходимо в точности соблюдать все ограничения веса и центровки ЛА. Произведённые модификации или смена оборудования могут привести к тому, что схема загрузки и сухая масса конкретного ЛА будут от личаться от описанных в руководстве по лётной экс плуатации или инструкции пилота. Содержащиеся в этих документах варианты загрузки приводятся только в качестве примеров, поэтому вес и центровка должны определяться независимо для каждого отдель ного ЛА.
Хотя правила и разрешают взлёт ЛА с максимальной общей взлётной массой, взлетать с такой нагрузкой не всегда безопасно. Условия, влияющие на характери стики взлёта и набора высоты, такие как значительное возвышение аэродрома, высокие температура и влаж ность воздуха (большая высота по плотности), могут
Вес людей на передних сиденьях 155 кг
Вес людей на задних сиденьях 160 кг
Объём топлива 280 л
Вес багажа в отсеке № 1 35 кг
Составьте список весов ЛА, пилота и пассажиров, то плива и багажа. Помните, что авиационный бензин (AVGAS), использующийся в этом примере, имеет плотность 720 кг/м3•
Рассчитайте момент для каждого объекта в списке. Помните, что «момент = вес х плечо».
Определите суммарный вес и суммарный момент.
Чтобы найти местоположение ЦТ, разделите сум- марный момент на суммарный вес.
Примечание. Справочные величины масс, момен тов и плеч соответствуют пустому воздушному судну (рис. 9-5).
Сухая масса ЛА 950 1,99 1890,50
Люди на передних 155 2,16 334,80 сиденьях
Люди на задних сиденьях 160 3,07 491,20
Топливо 204 1,90 387,60
Багажный отсек № 1 35 3,81 133,35
Итого 1504 3237,45
3237,45/1504 = 2,15 |
Рис. 9-5. Пример расчёта веса и центровки.

Общий вес с нагрузкой 1504 кг не превышает мак симальный взлётный вес ЛА 1550 кг, а ЦТ с дистан цией 2,15 м находится в пределах диапазона центро вок 1,90-2,20 м. Следовательно, допустимые значения не превышены.
1. Исходная сухая масса (используются послед ние данные ЛА в реальной комплектации), вклю чая невырабатываемый остаток топлива и полный запас масла | 1467 | 664. |
2. Расходуемое топливо (при плотности 720 кг/м3) | ||
109 | 133 | |
Сниженный запас топлива в несущем баке (159 л) | ||
3. Пилот и передний пассажир (местоположение 0,86-0,91 м) | 155 | 147 |
4. Задние пассажиры | 136 | 21,8 |
253 Багажный отсек № 1 или пассажир на детском сиденье (местоположение 2,08-2,74 м, максималь ный вес 54 кг) | 9 | 1,9 |
220 Багажный отсек № 2 (местоположение 2,74- 3,61 м, максимальный вес 23 кг) | ||
7. Масса и момент | 1074 | 1219 |
Стандартный бак (макс. 151 л)
Дополнительный бак (макс. 189 л)
Несущий бак (макс. 235 л)
Рис. 9-6. Данные веса и центровки.
Графический метод
Другой метод определения веса с нагрузкой и ЦТ ЛА основан на использовании графиков, предоставлен ных производителем. Для упрощения калькуляций, величину момента иногда можно разделить на 100, 1000 и 10 ООО (рис. 9-6, 9-7 и 9-8).
Люди на передних сиденьях 155 кг
Люди на задних сиденьях 136 кг
Топливо 151 л
Багажный отсек № 1 9 кг
Необходимо осуществить те же шаги, что и при рас чётном методе, за исключением того, что моменты бу дут определены с помощью графиков. Для определе ния момента с использованием загрузочного графика проведите через требуемое значение веса горизонталь ную прямую до пересечения с кривой объекта/груза, для которого нужно рассчитать момент. Затем прове дите через точку пересечения вертикальную прямую вниз и определите момент на горизонтальной оси ко ординат. (Красная линия на загрузочном графике соот ветствует моменту пилота и переднего пассажира. Все другие моменты определяются аналогичным образом). Как только моменты всех объектов/грузов опреде лены, просуммируйте веса и моменты и проведите на графике диапазона ЦТ вертикальную линию, соот ветствующую суммарному моменту, и горизонталь ную - соответствующую суммарному весу. Если точка пересечения этих линий находится внутри кривой ди апазона, загрузка ЛА не превышает допустимые пре делы. В приведённом примере загрузка ЛА находится
![]()
в допустимых пределах.
Табличный метод
В табличном методе используются те же принципы, что и в расчётном и графическом методах. Все дан ные и величины предельных значений, содержащи еся в таблице, предоставляются производителем ЛА. На рис. 9-9 приведён пример таблицы значений и рас чёта веса и центровки, основывающийся на этой та блице. В данном примере суммарный вес 2799 фунтов и момент 2278/100 находится в допустимых пределах, указанных в таблице.
Расчёты при отрицательном плече
![]()
На рис. 9-10 приведён пример расчёта веса и центровки для ЛА с отрицательным плечом. Важно помнить, что произведение отрицательного и положительного чи сел является отрицательным числом, а отрицательная величина должна вычитаться из суммарного момента.
Разрешённая сухая масса | 459,0 | 1,74 | 799,8 |
Масло (5,7 л) | 5,0 | -0,79 | -3,9 |
Топливо (68 л) | 49,0 | 2,13 | 104,5 |
Топливо, дополнительное (68 л) | 49,0 | 2,13 | 104,5 |
Пилот | 77,1 | 2,06 | 158,6 |
Пассажир | 77,1 | 2,06 | 158,6 |
Багаж | 31,8 | 2,67 | 84,7 |
Итого | 747,9 | 1406,8 | |
цт | 1,88 |
Рис. 9-1О. Пример расчёта веса и центровки при отрицательном значении плеча.
Момент снаряжённого ЛА/1ООО (в фунтодюймах)
Рис. 9-7. График для определения загрузки ЛА.
![]()
105.2
х


![]()
![]()
Момент снаряжённого ЛА/1ООО (в кгс-мм)
600
700
800
900
1,000
1,100
1,200
1,300
2400
2367
- 1050
хсо
2300
t-
I
->е,-
2200
i
,:;; 2100
о
!
950
>,
Q.
r'-o-
I
"О) '
2000
1
900
,:;;
о
I
о
с:; 1900
с:
с; 1800
()
ф
О)
1700
()
<(
- 800
- 750
- 700
105 11
![]()
со
:,
:,
со
Q.
о
'--
с:;
:;;
"
,:;;
"
о
![]()
О)
>,
Q.
r'-o-
I
,:;;
о
I
ос:;
с:
()
<(
с;
()
ф
О)
![]()
![]()

-200
400
175
350
34
300
150
:-125
250
-100
200
1 !
- 75
150
100
- 50
50
*Стандартные топливные баки
*' Дополнительные баки
***Внутреннийбак
- 25
о
о
хсо
t-
I
->е, -
со
О)
>,
Q. '--
()
ф
О)
50 100
Момент груза/1000 (в кгс-мм)
150 200 250 300 350
![]()
400

хсо
:,
:,
со
Q.
о'--
с:;
:;;
"'
со
О)
>,
Q. '-- ()
ф
О)
Момент груза/1000 (в фунтодюймах)
![]()
Рис. 9-8. График для определения диапазона моментов ЦТ.
Occupants

![]()
Front Seat Rear Seats
Arm 85 Arm 121
Minimum Weight Moment
Maximum Moment 100
Gallons
Weight
Moment
Weight
MomeM Weight MomeM
2,400
2,410
2,420
1,848
1,856
1,863
2,057
2,065
2,074
5 30
10 60
15 90
20 120
25 150
30 180
35 210
22
45
68
90
112
135
158
120 102 120
-...:З З=О- 1 10 130
140 119 140
150 128 150
160 136 160
.:....1"'--:-:,7"'"0---:-1-;-44:--- 170
180 153 180
190 162 =190
145
157
169
182
194
206
218
230
2,430
2,440
2,450
2,460
2,470
2,480
2,490
1,871
1,879
1,887
1,894
1,092
1,911
1,921
2,083
2,091
2,100
2,108
2,117
2,125
2,134
40 240 180
L_44 264 198
а:
с,:
с,
z
иf,fi
200 170 200
242
2,500
2,510
2,520
2,530
2,540
2,550
4 2,560
2,570
2,580
2,590
2,600
2,610
2,620
1,932
1,942
1,953
1,963
1,974
1,984
1,995
2,005
2,016
2,026
2,037
2,048
2,058
2,143
2,151
2,160
2,168
2,176
2,184
2,192
2,200
2,208
2,216
2,224
2,232
2,239
*Oil
Weight Moment
!'!'!1'----•
Minimum Maximum Baggage or 5tl= Weight Moment Momerl Seat Occupan _ 100
2,630
2,640
2,650
2,069
2,080
2,090
2,247
2,255
2,263
Quarts
Arm 140
- 2,100
1,617
1,800
2,660
2,670
2,101
2,112
2,271
2,279
10 19 5
Weight
Momerl- 2,11О
- 2,120
- 2,130
1,625
1,632
1,640
1,808
1,817
1,825
2,680
2,690
2,123
2,133
2,287
2,295
Empty Weight -2,015
МОМ/ 100 - 1,554
Moment Limits vs Weight
10 14 - 2,140
1 -,-::,:20:-===:;-;r.28 _ 2,150
1,--сЗ=О - 42 - 2,160
40 56 - 2,170
50 70 - 2,180
60 84 - 2,190
70 98
1,648
1,656
1,663
1,671
1,679
1,686
1,834
1,843
1,851
1,860
1,868
1,877
2,700
2,710
2,720
2,730
2,740
2,750
2,760
2,144
2,155
2,166
2,177
2,188
2,199
2,210
2,303
2,311
2,319
2,326
2,334
2,342
2,350
Moment limits аге based оп the following weight and center of gravity limit data (landing gear down).
80 112
90 126
_ 2,200
2,210
1,694
1,702
1,885
1,894
2,770
2,780
2,221
2,232
2,358
2,366
Weight Forward АFТ
Condition CG Limit CG Limit
100 140 =
2,220
2,230
1,709
1,717
1,903
1,911
2,790
2,243
2,374
2,950 lb (takeoff ог 1aпdiпg) 2,525 lb
2,475 lb ог less
82,1
77.5
77.0
84.7
85.7
85.7
2,240
2,250
2,260
2,270
2,280
1,725
1,733
1,740
1,748
1,756
1,920
1,928
1,937
1,945
1,954
2,810
![]()
.в.о_о::J 254 2,38_
2,820
2,830
2,840
2,265
2,276
2,287
2,298
2,389
2,397
2,405
2,413
Sample Loading ProЫem
Basic empty weight Fuel main tanks (44 gal)
*Front seat passengers
*Rear seat passengers Baggage
Total
Weight
2,015
264
300
190
30
2,799
Moment С
![]()
1,554
198
254
230
42
2,278/100
2,290
2,300
2,310
2,320
2,330
2,340
2,350
2,360
2,370
2,380
2,390
1,763
1,771
1,779
1,786
1,794
1,802
1,810
1,817
1,825
1,833
1,840
1,963
1,971
1,980
1,988
1,997
2,005
2,014
2,023
2,031
2,040
2,048
2,850
2,860
2,870
2,880
2,890
2,900
2,910
2,920
2,930
2,940
2,950
2,309
2,320
2,332
2,343
2,354
2,365
2,377
2,388
2,399
2,411
2,422
2,421
2,426
2,436
2,444
2,452
3,460
2,468
2,475
2,483
2,491
2,499
![]()
* lnterpdate or, as in this case, add appropriate numbers.
Рис. 9-9. Плакат плана погрузки.
\ 1 /
Расчёты с использованием массы без топлива
На рис. 9-11 приведён пример расчёта веса и центровки топлива (2000 кг). Если суммарная масса ЛА без то при использовании значения массы без топлива. В этом плива превышает 2000 кг, необходимо снизить вес пас примере суммарная масса ЛА за вычетом топлива равна сажиров или груза так, чтобы суммарная масса стала 1923 кг, что ниже максимального значения массы без ниже максимального значения массы без топлива.
![]()
Масса, кг Плечо, м Момент, КГС·М | |||
Исходная сухая масса | 1465 | CG 2,3 | 3368 |
Люди на передних сиденьях | 152 | 2,3 | 344 |
Люди на 3-м и 4-м местах, лицом вперёд | 159 | 3,2 | 508 |
Люди на 5-м и 6-м местах | 91 | 4,0 | 362 |
Багаж в носовом отделении | 45 | 0,3 | 12 |
Багаж в хвостовом отделении | 11 | 4,6 | 53 |
Подитог - масса без топлива (макс. 2000 кг) | 1923 | CG 2,4 | 4646 |
Топливо | 373 | 2,9 | 1070 |
Подитог - стояночная масса (макс. 2370 кг) | 2296 | CG 2,5 | 5715 |
Расход топлива при запуске двигателя, рулении и взлёте* | -11 | 2,9 | -31 |
Подитог - взлётная масса | 2285 | CG 2,5 | 5682 |
Расход топлива в точке назначения | -204 | 2,9 | -586 |
Фактическая посадочная масса (макс. 2241 кг) | 2081 | CG 2,5 | 5101 |
*Стандартный расход топлива при запуске двигателя, рулении и взлёте - 11 кг. | |||
и суммарный момент известны, рассчитайте новое по ложение ЦТ (после перемещения груза), разделив сум марный момент на суммарную массу ЛА.
Для расчёта нового суммарного момента необходимо определить, насколько увеличился или уменьшился момент при перемещении веса. Предположим, что груз массой 100 кг перемещается с местоположения 30 см на местоположение 150 см. Это перемещение увеличи вает суммарный момент ЛА на 12000 кгс-см.
Момент в местопо ложении 150
Момент в местопо ложении 30
=100 КГ Х 150 СМ = 15000 КГС·СМ
= 100 КГ Х 30 СМ = 3000 КГС·СМ
Рис. 9-11. Примеррасчёта веса и центровкиЛА при известном справочном значении его массы без топлива.
Перемещение, увеличение и уменьшение веса
Пилот должен уметь решать любую задачу, связанную с перемещением, увеличением или уменьшением веса груза внутри ЛА. Например, пилот может произвести загрузку ЛА в пределах разрешённого взлётного веса, а затем обнаружить, что ЦТ вышел за пределы диапа зона центровок. Правильным решением в этом случае будет переместить багаж и/или пассажиров.
Пилот должен уметь рассчитывать минимальную дистанцию перемещения груза, достаточную для обе спечения безопасности полёта, и определять, обеспе чит ли то или иное перемещение груза возвращение ЦТ в пределы диапазона центровок.
Для этого существует стандартизованная методика расчётов.
Перемещение груза
При перемещении груза из одной точки в другую сум марный вес ЛА остаётся неизменным. Суммарный мо мент, однако, меняется в зависимости от того, в ка ком направлении и на какое расстояние перемещается
груз. Когда груз смещается вперёд, суммарный мо
Изменение момента = 15000 - 3000 = 12000 кгс-см
Прибавляя изменение момента к его исходному зна чению (или вычитая, если груз был смещён вперёд), получаем новый суммарный момент. Затем опреде ляем новое положение ЦТ, разделив новый суммарный момент на суммарную массу:
Суммарный момент =
616000 КГС·СМ + 12000 КГС·СМ = 628000 КГС·СМ
Оо= 628000ea:ru. _ 78 Sru.
8000 еа '
Таким образом, при перемещении груза ЦТ сместился в местоположение 78,5.
Расчёты упрощаются, если использовать компьютер или калькулятор и формулу пропорции. Это возможно, поскольку смещение ЦТ прямо пропорционально сме щению груза.
![]()
![]()
![]()
Перемещённый вес ЦТ (изменение положения ЦТ) Суммарный вес Расстояние, на которое перемещён груз
100= цт
8000 120
ЦТ=1,5см
Изменение положения ЦТ прибавляется к исходному его поло жению(или вычитается из него):
![]()
мент уменьшается, а при смещении назад - увеличи вается. Изменение момента пропорционально весу пе ремещённого груза. Поскольку во многих ЛА имеются переднее и заднее багажные отделения, для измене ния положения ЦТ груз может быть перемещён из од
77 + 1,5 = 78,5см перед началом отсчёта.
Формула пропорции смещения груза может использоваться и для определения веса той части груза, которую необходимо переместить, чтобы обеспечить заданное смещения ЦТ. Ниже приведёнпримерподобной задачи.
ного отделения в другое. Если масса ЛА, положение ЦТ

![]()
![]()
Дано:
Суммарный вес ЛА 7800 кг
Местоположение ЦТ 81,5 см
Задний предел центровок 80,5 см
Определите вес груза, который необходимо переместить из заднего багажного отсека с местоположением 150 в передний отсек с местоположением 30 для того, чтобы ЦТ оказался внутри диапазона центровок.
Решение:
Вес, который
необходимо переместить лЦТ
Суммарный вес Расстояние, на которое будет перемещён груз
Вес, который необходимо переместить
7800 кг
1 см
120 см
Вес, который необходимо переместить = 65 кг
Пример
![]()
Дано:
Суммарный вес ЛА 6100 кг
Местоположение ЦТ 80,0 см
![]()
Определите расположение ЦТ при удалении груза массой 100 кг из местоположения 150.
Решение:
![]()
Удаляемый вес лЦТ
![]()
Новый суммарный вес Расстояние междУ. грузом
и старым цт
100 кг лЦТ
![]()
6100 КГ - 100 КГ 150 СМ - 80 СМ
Уменьшение или увеличение веса груза
В большинстве случаев, при изменении веса груза зна чения веса и центровки ЛА меняются. Если это прои зошло, необходимо определить новое положение ЦТ и проверить, не выходит ли оно за пределы диапа зона центровок. Подобные задачи приходится решать,
![]()
Дано:
Суммарный вес ЛА 6860 кг
Местоположение ЦТ 80,О см
![]()
![]()

![]()
![]()
![]()
![]()
Удаляемый вес лЦТ
Новый суммарный вес Расстояние междУ. грузом
140 кг
6860 кг+ 140 кг
и старым цт
лЦТ
150 СМ - 80 СМ
140кг =
7000 кг 70 см
ЦТ = 1,4 см назад
Прибавляем ЛЦТ к первоначальному ЦТ. Новый ЦТ= 80см + 1,4см = 81,4см.
Определите расположение ЦТ при добавлении груза массой 140 кг в местоположение150.Решение:
100кг =
6000 кг 70 см
ЦТ = 1,2 см вперёд
Вычитаем ЛЦТ из первоначального ЦТ. Новый ЦТ = 80 см - 1,2 см = 78,8 см.
![]()
когда в процессе полёта вырабатывается часть то плива ЛА, что уменьшает нагрузку в топливных баках. Большинство лёгких ЛА проектируются таким обра зом, чтобы топливные баки располагались в непосред ственной близости от ЦТ, поэтому вырабатывание то плива мало влияет на положение ЦТ.
Увеличение или уменьшение веса багажа обычно приводит к смещению ЦТ, которое необходимо рас считать до начала полёта. Эту задачу всегда можно ре шить, проведя расчёты с использованием величины суммарного момента. Обычно это бывает необходимо, если в уже загруженный и готовый к полёту ЛА допол нительно загружают пассажиров или груз.
В приведённых выше примерах ЛЦТ либо прибав ляется к первоначальному значению ЦТ, либо вычи тается из него. Для выбора сложения или вычитания проще всего представить себе, в каком направлении смещается ЦТ при том или ином изменении веса или положения груза. Если ЦТ смещается назад, ЛЦТ при бавляется к первоначальному значению ЦТ, а если впе рёд - вычитается из него.

![]()
Лётно-техничес1<ие хара1<теристи1<и ЛА
![]()
В этой главе рассматриваются факторы, влияющие на лётно-технические характеристики ЛА. Сюда вхо дят вес ЛА, состояние атмосферы, условия в районе взлётно-посадочной полосы и фундаментальные физи ческие законы, которые описывают действующие на ЛАсилы.
Значение эксплуатационных показателей
Раздел эксплуатационной информации руководства по лётной эксплуатации/эксплуатационного справоч ника пилота (РЛЭ/ЭСП) содержит эксплуатационные данные ЛА, относящиеся к взлёту, набору высоты, дальности и продолжительности полёта, снижению и посадке. Использование этих данных обязательно для обеспечения безопасного и эффективного полёта. Указанные документы дают пилоту возможность до сконально изучить эксплуатируемый им ЛА.
Следует подчеркнуть, что содержащиеся в этих мате риалах данные предоставляются производителем кон кретного ЛА и не стандартизованы. Некоторые произ водители предоставляют информацию в форме таблиц, другие используют графики.
Данные лётно-технических характеристик (ЛТХ) летательного аппарата могут быть основаны на стан дартных атмосферных условиях, барометрической высоте или высоте по плотности. При использовании данных, указанных в ЛТХ, содержащихся в РЛЭ/ЭСП, необходимо учитывать эти особенности и вносить соответствующие поправки - в противном случае по лученная информация не будет иметь никакой практи ческой ценности.
Для того, чтобы в полной мере использовать воз можности и особенности ЛА, крайне важно понимать смысл и значение эксплуатационных показателей. Пилот должен быть осведомлён об условиях, в которых были получены те или иные эксплуатационные пока затели, а также значение терминов, используемых для изложения эксплуатационных особенностей того или иногоЛА.
Поскольку характеристики атмосферы самым суще ственным образом влияют на ЛТХ, в этом разделе сле дует вернуться к двум важнейшим факторам - давле нию и температуре.
Структура атмосферы
Атмосфера представляет собой воздушную оболочку, которая окружает Землю и покоится на её поверхно сти. Атмосфера в такой же степени является частью Земли, как океаны или суша, но, в отличие от суши и воды, воздух - это смесь газов. Он имеет массу, вес и не имеет формы.
Воздух, как и любой газ, способен течь и меняет форму при малейшем воздействии, поскольку в нём от сутствует сколько-нибудь существенное молекулярное сцепление. Например, газ целиком заполняет любой контейнер, в который его поместят, расширяясь или сжимаясь в соответствии с границами контейнера.
Атмосфера состоит из азота (78%), кислорода (21%) и 1% других газов, например, аргона и гелия. Основная часть содержащегося в атмосфере кислорода располо жена ниже высоты в 10 километров.
Атмосферное давление
Хотя существуют различные виды давления, для пи лота наиболее важным является атмосферное давле ние. Оно является одним из основных факторов в изме нении погоды, способствует подъёму самолёта в воздух и приводит в действие ряд важных бортовых приборов: высотомер, индикатор воздушной скорости, вариометр и манометр наддува.
Воздух очень лёгок, но всё же он обладает массой и подвержен действию гравитации. Поэтому, как любое другое вещество, он имеет вес и оказывает силовое воз действие на находящиеся в нём тела. Поскольку воздух является газообразной средой, эта сила действует в равной степени во всех направлениях. Её воздействие на находящиеся в воздухе тела называется давлением. В стандартных условиях на уровне моря среднее атмос ферное давление равно приблизительно 760 миллиме тров ртутного столба. Плотность воздуха существенно влияет на ЛТХ ЛА, поскольку по мере уменьшения его плотности также снижаются:
мощность двигателя, потому что количество воз духа, поступающего в него, падает;
тяга, потому что воздушный винт теряет свою эф фективность в разреженном воздухе;
![]()
![]()
подъёмная сила, потому что разреженный воздух оказывает меньшее давление на аэродинамиче ские поверхности.
Атмосферное давление различно для разного времени и географического положения. Поэтому были введены стандартные справочные параметры. Стандартные ат мосферные условия на уровне моря - это температура воздуха 15 °С и давление у поверхности Земли 760 мм рт. ст. или 1013,2 мб (рис. 10-1).
:"- - ... .. 11
,:--:.: w _--.
'-''- ·""' ·· - ;- ··•·
·::_{1JR;

Миллиметры
р упюrо
Стандартное
давление
на уровне моря
,-
760 мм рт.ст.
Сmндартное
давление
на уровне моря
1013 мб
,:.ry... -"."--1(:'.• ,•- ::.--.-·. ,- J\. \\!ir.J•· . lr; 1 _- tlttll • :r; ;.. | tr, | I•::-"\ ;; :_,.. ·- | w-_. |
Высота, м | Давление, мм рт. ст. | Температура, | 0С |
о | 760,00 | 15,0 | |
1000 | 674,10 | 8,5 | |
2000 | 596,20 | 2,0 | |
3000 | 525,80 | -4,5 | |
4000 | 462,20 | -11,0 | |
5000 | 405,10 | -17,5 | |
6000 | 353,80 | -24,0 | |
7000 | 307,80 | -30,5 | |
8000 | 266,90 | -37,0 | |
9000 | 230,50 | -43,5 | |
10000 | 198,20 | -50,0 | |
11000 | 169,60 | -56,5 | |
12000 | 144,87 | -56,5 | |
13000 | 123,72 | -56,5 | |
14000 | 105,67 | -56,5 | |
15000 | 90,24 | -56,5 | |
16000 | П,07 | -56,5 | |
17000 | 65,82 | -56,5 | |
18000 | 56,21 | -56,5 | |
19000 | 48,01 | -56,5 | |
20000 | 41,00 | -56,5 | |
Рис. 10-1. Стандартное атмосферное давление на уровне моря.
Стандартная скорость снижения температуры с высо той (вертикальный градиент температуры) - 6,5 °С на каждые 1000 м примерно до высоты 11 км. Выше этой точки температура считается постоянной вплоть до вы соты 24 км. Стандартная скорость снижения давления с высотой (вертикальный барический градиент) равна 12,5 гПа на 100 м (рис. 10-2). Международная органи зация гражданской авиации (ICAO) установила эти значения в качестве международного стандарта, и их часто называют международной стандартной атмос ферой (International Standard Atmosphere, ISA). Любое значение температуры или давления, которое отлича ется от значения, рассчитанного на основе стандартных вертикальных градиентов, считается нестандартным значением температуры или давления соответственно. Поправки на нестандартные температуры и давления содержатся в эксплуатационных таблицах, предоставля емых производителем ЛА.
Поскольку лётно-технические характеристики лета тельного аппарата определяются и оцениваются в ус ловиях стандартной атмосферы, все бортовые приборы калибруются на стандартную атмосферу. Это означает,
Рис. 10-2. Параметрыстандартной атмосферы.
что если эксплуатационные условия не соответствуют стандартной атмосфере, необходимо внести соответ ствующие поправки как в показания приборов, так и в значения ЛТХ. Для того, чтобы правильно учитывать условия нестандартной атмосферы, следует определить соответствующие дополнительные термины.
Барометрическая высота
Барометрическая высота - это высота над стандарт ной плоскостью отсчёта (СПО). Авиационный высото мер фактически представляет собой высокочувстви тельный барометр, калиброванный для индикации высоты в условиях стандартной атмосферы. Если высо томер калиброван на 760 мм рт. ст., отображаемое им значение высоты называется высотой по давлению или барометрической высотой.
СПО представляет собой теоретический уровень, на котором вес атмосферы, измеренный барометром, ра вен 760 мм рт. ст. или 1013,2 мб. При изменении атмос ферного давления СПО может подниматься выше или опускаться ниже уровня моря. Барометрическая высота
важна в качестве базиса для определения лётно-техни ческих характеристик самолёта, а также для назначе ния эшелона полёта для самолётов, передвигающихся на высоте 5,5 км и выше.
Барометрическая высота может быть определена од ним из двух способов:
установить барометрическую шкалу высотомера на 760 и прочесть показания высоты;
применить к показаниям высоты поправочный коэффициент в соответствии с текущими установ ками высотомера.
Высота по плотности
В авиации применяется условная величина, называе мая высотой по плотности. Высота по ПЛОТНОСТИ - это высота над уровнем моря, соответствующая опреде лённой плотности воздуха в условиях стандартной ат мосферы. Иными словами, ЛА в целом ведёт себя так, как если бы он находился на высоте, соответствующей высоте по плотности, а не на действительной высоте. Поэтому можно сказать, что высота по плотности - это барометрическая высота с поправкой на нестандарт ную температуру.
По мере возрастания плотности воздуха (уменьше нии высоты по плотности), ЛТХ ЛА улучшаются, а при её падении (увеличении высоты по плотности) - соот ветственно, ухудшаются. Падение плотности воздуха равносильно росту высоты по плотности; повышение плотности воздуха равносильно снижению высоты по плотности. Высота по плотности применяется для рас чёта параметров движения летательного аппарата, по скольку в стандартных атмосферных условиях любой точке атмосферы соответствуют не только определён ная плотность воздуха, но также барометрическая вы сота и высота по плотности. Таким образом, высота по плотности - это вертикальное расстояние от уровня моря до точки (слоя), где в условиях стандартной ат мосферы плотность воздуха равна данному значению.
При расчёте высоты по плотности учитывается давле ние (барометрическая высота) и температура воздуха. Поскольку значения параметров движения летатель ного аппарата на любой высоте определяются на осно вании плотности воздуха в стандартных условиях, эти значения соответствуют высоте, которая может не со впадать с показаниями высотомера. В условиях, отли чающихся от стандартных, высота не может быть опре делена прямо на основании показаний высотомера.
Высота по плотности рассчитывается следующим образом: вначале определяется барометрическая вы сота, а затем вносится поправка, учитывающая не стандартные температурные условия. Поскольку плот ность воздуха прямо пропорционально атмосферному
давлению и обратно пропорциональна температуре, конкретное значение барометрической высоты может соответствовать широкому диапазону температур при изменяющейся плотности воздуха. Однако любой паре значений температуры воздуха и барометрической вы соты соответствует единственное значение плотности воздуха.
Плотность воздуха оказывает существенное влияние на характеристики летательного аппарата и его двига теля. Вне зависимости от действительной высоты, на которой движется летательный аппарат, он будет вести себя так, как будто находится на высоте, равной теку щей высоте по плотности.
Предположим для примера, что высотомер калибро ван на 760 мм рт. ст. и отображает барометрическую высоту 1500 м. Согласно данным РЛЭ/ЭСП, длина раз бега при взлёте в стандартных температурных усло виях равна 240 м. Однако температура на 20 °С выше стандартной, и (вследствие расширения воздуха) его плотность возрастает. Используя данные температур ных поправок из таблиц или графиков, либо вычислив высоту по плотности с помощью компьютера, можно обнаружить, что высота по плотности превышает 2100 м, а разбег при взлёте окажется равен 300 м.
Плотность воздуха меняется при изменениях вы соты, температуры и влажности. Большая высота по плотности соответствует разреженному воздуху, в то время как малая - плотному. Условия, которым соот ветствуют большие значения высоты по плотности - это значительная высота над уровнем моря, низкое ат мосферное давление, высокая температура, высокая влажность или какая-либо комбинация этих факторов. И напротив, малая высота над уровнем моря, высокое атмосферное давление, низкая температура и низкая плотность характеризуются малыми значениями вы соты по плотности.
Высота по плотности может быть рассчитана с по мощью бортового компьютера, на основании данных барометрической высоты и температуры наружного воздуха на высоте полёта. Её также можно определить, используя таблицу и график, которые приведены на рис. 10-3 и 10-4 соответственно.
Влияние атмосферного давления на плотность воздуха
Воздух представляет собой газ, поэтому он может сжиматься и расширяться. Когда воздух сжимается, его количество в любом заданном объёме возрастает. И наоборот, когда давление в определённом объёме воздуха снижается, он расширяется и занимает боль шее пространство. Таким образом, при снижении ат мосферного давления количество воздуха в воздушном
столбе уменьшается. Плотность воздуха снижается, если давление падает, падает и плотность. Следует по- поскольку она прямо пропорциональна давлению. Если нимать, что эти утверждения справедливы только при давление удваивается, то и плотность удваивается; постоянной температуре.

Способ определения барометрической высоты
Альтернативный способ определения барометрической высоты
11
\
\
\
\
\
\
\
\
\
\
\
\
\
:s:
\
29.0
29.1
29.2
\О
"'
"'
:s:
865
770
675
\
Q
с:::
а.
:х:::;
s"'
\
а., о
\
фа.§
3 а.
\
/
/
/
/
/
"ао. '
1
/
ф
::;
::;29.7
205
110
/
:,:
"
ЛJ
а.
о'
>-
29.8
29.9
/
-
:,:
..
1
:,:
а.,
30.2
1
20
о
-75
-165
-255
-350
-440
/
/
Чтобыполучить
г
С>.
"::;' 29.92
3о.о
ф""'' 30.1 1
/
\ барометрическуювысоту
'
'
'
1
s
'
сQ::.:
"а.',
:о 30.3
3
":s:'
ф:,: :":;'
30.4
30
§
:мs:
с§:5"-'
' '
/
/
/
'/
/
/
/
/
u
/
/
![]()
Установка высотомера | Высотная поправка | ||
28.0 | 1825 | ||
28.1 | 1725 | ||
28.2 | 1630 | ||
28.3 | 1535 | ||
28.4 | 1435 1 | ||
28.5 | 1340 | ||
28.6 | 1245 | ||
28.7 | 1150 | ||
28.8 | 1050 | ||
28.9 | .-.". | 955 |
Влияние температурывоздуха на егоплотность

При нагреве вещества его плотность снижается. И на оборот, при снижении температуры плотность веще ства растёт. Таким образом, плотность воздуха обратно пропорциональна температуре. Сказанное выше спра ведливо только при постоянном давлении.
29.3 | 580 | сQ.:C"')' "" |
29.4 | 485 | |
29.5 | 390 | |
29.6 | 300 | / |
I
5,000
4,000 t---r----t----t---'-,11-1>---'-+ ,-/-+--+-+-i
30.5 | t; а., | -530 | |
30.6 | а:, | -620 | |
30.7 | -710 | ||
30.8 | 1 1 | -805 | |
30.9 31.0 | • | -895 -965 | |
Рис. 10-3. Соотношение превышения аэродрома и давления. ЛАнаходится нааэродроме, высота которого равна уровню моря. Установите высотомер натекущее значение (29,7). К превышению аэродрома будет прибавлена разница в высоте 205 футов, или высота по давлению будет равна 205 футов.
Уровень моря
![]()
• •
1111
... 1111
• •
1111 1111
40° 50° 60° 70° 80° 90° 100°
... ...
оо
с -200 -10° 10° 20° ЗО0 40°
![]()
F оо 10° 20° ЗО0
Уровеньморя
Рис. 10-4. Диаграмма высотыпо плотности.
С ростом высоты и атмосферное давление, и темпе ратура воздуха падают, оказывая взаимно противо положное влияние на плотность воздуха. Однако давление с ростом высоты падает более существенно и обычно влияет на плотность гораздо сильнее, чем температура. Следовательно, справедливо ожидать, что с увеличением высоты плотность воздуха должна падать.
Влияние влажности на плотность воздуха
Сказанное выше основано на предположении, что воз дух является абсолютно сухим (имеет нулевую влаж ность). В действительности, воздух никогда не бывает абсолютно сухим. Небольшим количеством водяных паров, содержащихся в атмосфере, в некоторых усло виях можно пренебречь, но иногда влажность оказы вает существенное влияние на поведение ЛА. Водяные пары легче воздуха; следовательно, влажный воздух легче, чем сухой. Поэтому с ростом содержания воды воздух становится менее плотным. При этом растёт высота по плотности и снижаются эксплуатационные параметры ЛА. Для конкретных выбранных условий плотность воздуха минимальна, когда он содержит максимальное количество водяных паров.
Влажность воздуха (также называемая относитель ной влажностью) характеризует содержание в атмос фере водяных паров и выражается в процентной доле от максимального количества паров, которые может содержать воздух. Это количество меняется с темпе ратурой: тёплый воздух способен содержать большее количество водяных паров, а холодный - меньшее. Идеально сухой воздух, вообще не содержащий во дяных паров, имеет нулевую относительную влаж ность, в то время как насыщенный воздух, содержащий предельно возможное количество паров, имеет отно сительную влажность 100%. Влажность сама по себе не считается существенным показателем при расчёте высоты по плотности и определения параметров дви жения самолёта, но может вносить в них определённый вклад.
С возрастанием температуры количество водяных паров, которые может внести воздух, растёт. Если сравнить между собой две отдельные массы воздуха - первая тёплая и влажная (оба фактора делают воздух легче), а вторая холодная и сухая (оба фактора делают воздух тяжелее) - выяснится, что первая будет иметь меньшую плотность, чем вторая.
Давление, температура и влажность воздуха оказы вают существенное влияние на характеристики лета тельного аппарата, поскольку все они влияют на плот ность воздуха. Простого правила или диаграммы для оценки влияния влажности на высоту по плотности не
существует, однако этим влиянием нельзя пренебре гать. При высокой влажности воздуха следует ожидать общего снижения эксплуатационных параметров ЛА.
Лётно-технические характеристики
Лётно-технические характеристики (ЛТХ) - термин, используемый для описания способностиЛАвыполнять определённые задачи и его пригодности к использова нию в определённых целях. Например, способность ЛА взлетать и садиться с очень малым пробегом является важным фактором для пилота, который эксплуатирует ЛА в условиях неподготовленного аэродрома с корот кой взлётно-посадочной полосой. Способность нести значительный груз, летать на больших высотах и с большой скоростью, высокая дальность полёта - всё это важнейшие ЛТХ, имеющие кардинальное значение для авиадиспетчеров и владельцев воздушных судов административного назначения.
Основные параметры, на которые в наибольшей сте пени влияют ЛТХ, - это взлётная и посадочная дистан ции, скороподъёмность, потолок, полезная нагрузка, дальность полёта, воздушная скорость, манёвренность, устойчивость и расход топлива. Некоторые из перечис ленных параметров являются взаимоисключающими: так, высокая воздушная скорость несовместима с ко роткой посадочной дистанцией, большая дальность полёта - с высокой полезной нагрузкой, а высокая ско роподъёмность - с малым расходом топлива. Именно преимущественная значимость одного или нескольких из этих параметров определяет различия между раз ными типами ЛА и объясняет высокую степень специ ализации, характерную для современной авиации.
Как правило, элементы ЛТХ напрямую вытекают из сочетания характеристик планера и силовой установки ЛА. Аэродинамические характеристики ЛА обычно определяют требования к мощности и тяге в различ ных полётных условиях, в то время как характеристики силовой установки в целом определяют реальные зна чения мощности и тяги в этих условиях. Если произво дителю удаётся достичь согласования аэродинамиче ской конфигурации ЛА с его силовой установкой, это обеспечивает максимально высокие ЛТХ при конкрет ных начальных условиях (например, дальность, про должительность полёта и скороподъёмность).
Установившийся прямолинейный полёт
Все принципиальные компоненты ЛТХ включают в себя поведение ЛА в условиях установившегося по лёта и уравновешенность ЛА. Чтобы ЛА мог сохранять состояние установившегося горизонтального полёта, необходимо достичь равновесия между подъёмной

силой и весом ЛА, с одной стороны, и тягой силовой установки и лобовым сопротивлением - с другой. Таким образом, лобовое сопротивление определяет величину тяги, необходимой для сохранения устано вившегося горизонтального полёта. Как говорилось в главе 4 («Аэродинамика полёта»), все компоненты ЛА вносят свой вклад в лобовое сопротивление - либо индуктивное (вызываемое подъёмными поверхно стями), либо паразитное (вызываемое остальными поверхностями).
На высоких скоростях полёта преобладает пара зитное сопротивление, на низких - индуктивное (рис. 10-5). Например, если ЛА из установившегося по лёта со скоростью 200 км/ч ускоряется до 400 км/ч, па разитное сопротивление увеличивается в четыре раза, но мощность, необходимая для преодоления этого сопротивления должна восьмикратно превосходить первоначальную. И напротив, при удвоении скорости установившегося полёта, индуктивное сопротивление падает в четыре раза, а мощность, затрачиваемая на его преодоление, равна половине первоначальной.

Скорость
Рис. 10-5. График зависимости лобового сопротивления от скорости ЛА.
Во время установившегося горизонтального по лёта должно преобладать состояние равновесия. Установившийся режим полёта достигается, когда ЛА сбалансирован по подъёмной силе и весу, а силовая установка создаёт тягу, равную суммарному лобовому сопротивлению ЛА.
Максимальная скорость установившегося горизон тального полёта для конкретного ЛА может быть до стигнута, когда мощность или тяга, создаваемые дви гателем, равны его максимальным мощности или тяге соответственно (рис. 10-6). Минимальная скорость установившегося горизонтального полёта обычно не связана с тягой или мощностью двигателя, поскольку её определяют такие факторы, как сваливание, устой чивость и управляемость ЛА.
Скорость
Рис. 10-6. График зависимость мощности двигателя от скорости ЛА.
Характеристики набора высоты
Характеристики набора высоты напрямую зависят от потенциальной энергии ЛА, которая возникает бла годаря одному из двух факторов (или их сочетанию). Первый фактор - это использование избыточной мощ ности, превышающей потребляемую при горизонталь ном полёте. ЛА, оснащённый двигателем мощностью 200 л. с. (на определённой высоте), но использующий для поддержания горизонтального полёта (с опреде лённой скоростью) только 130 л. с., имеет запас в 70 л. с., необходимый для набора высоты. Вторым фактором яв ляется возможность превращения кинетической энер гии ЛА в потенциальную, что происходит при падении скорости. Снижение воздушной скорости увеличивает потенциальную энергию ЛА, заставляя его набирать высоту.
Оба термина - «мощность» и «тяга»- часто исполь
зуются при описании ЛТХ, но их не следует путать. Хотя они часто используются как взаимозаменяемые, ошибочно полагать, что это синонимы; важно пони мать разницу между ними (например, при обсуждении характеристик набора высоты ЛА).
Работой называется результат воздействия силы, перемещающей тело на определённое расстояние. Работа обычно зависит от времени. Работа чаще всего измеряется в джоулях (Дж) или фунтофутах. При под нятии тела массой 1 кг на высоту 1 м совершается ра бота в 1 Дж.
Механическая мощность чаще всего измеряется в лошадиных силах (л. с.). Одна лошадиная сила равна работе, совершаемой при перемещении груза массой 33 тыс. фунтов (чуть менее 15 т) в вертикальном на правлении на расстояние в 1 фут (30,5 см) за 1 минуту.
Термин «мощность» указывает на скорость совершения работы или количество единиц работы, совершённых в единицу времени, и поэтому является функцией ско рости, с которой растёт сила. Тяга, также представля ющая собой функцию работы, означает силу, которая сообщает телу определённую скорость. Эта сила изме ряется в Ньютонах (Н) или в килограммах силы (кгс) и никак не зависит ни от времени, ни от скорости.
Таким образом, можно сказать, что во время уста новившегося набора высоты скорость набора высоты (скороподъёмность) является функцией избытка тяги. Это означает, что при заданном весе ЛА угол кабриро вания зависит от разницы между тягой и лобовым со противлением, или от избытка мощности (рис. 10-7). Конечно, когда избыток мощности равен нулю, наклон траектории полёта также равен нулю, и ЛА находится в режиме установившегося горизонтального полёта. Когда тяга превышает лобовое сопротивление, избыток тяги позволяет набирать высоту под углом, зависящим от величины этого избытка. С другой стороны, когда тяга меньше, чем лобовое сопротивление, недостаток тяги вызовет снижение.

Скорость
Рис. 10-7. Соотношение угла кабрирования и тяги.
Параметры набора высоты имеют важнейшее значе ние при определении высоты пролёта над препятстви ями. Самой распространённой ситуацией, в которой используются параметры набора высоты, является пролёт над препятствиями при взлёте с короткой взлётно-посадочной полосы или с неподготовленного аэродрома.
Максимальный угол кабрирования достигается при максимуме разности между значениями предельной и потребной тяги; иными словами, для самолётов с воздушным винтом максимальные величины избытка тяги и угла кабрирования приходятся на одно и то же
значение воздушной скорости - немного большее, чем скорость сваливания. Следовательно, если сразу после взлёта необходимо пролететь над препятствием, само лёт с воздушным винтом достигнет максимального угла кабрирования при скорости, близкой к скорости отрыва или равной ей.

f+-т+-+-++f-4--г-+L,. ,"'-1-г+-Ч-+-i> +t..,.-3,-t-1-+Ч-++-Ч-++1
Из всех характеристик набора высоты наибольший интерес представляют факторы, влияющие на скоро подъёмность. Вертикальная скорость ЛА зависит от его воздушной скорости и наклона траектории полёта. Фактически, скороподъёмность является вертикаль ной составляющей воздушной скорости ЛА.
"
8:
:;;
11
5
i::
Скорость
Рис. 10-8. Соотношениемощности и скороподъёмности.
Максимальная скороподъёмность достигается при максимуме разности между значениями предельной и потребляемой мощности (рис. 10-8). Указанное со отношение означает, что при заданном весе ЛА скоро подъёмность зависит от разности между значениями предельной и потребляемой мощности (избытка мощ ности). Разумеется, когда избыток мощности равен нулю, скороподъёмность также равна нулю и ЛА на ходится в режиме установившегося горизонтального полёта. Когда предельная мощность больше необхо димой, её избыток обеспечивает скороподъёмность, прямо пропорциональную избытку мощности.
При установившемся наборе высоты скороподъём ность зависит от избытка мощности, в то время как угол кабрирования есть функция избытка тяги.
Характеристики набора высоты конкретного ЛА зависят от определённых факторов. Максимальные значения угла кабрирования или скороподъёмности достигаются на определённых скоростях, и изменения скорости вызывают изменения параметров набора высоты. Для большинства ЛА существует достаточно широкий диапазон значений воздушной скорости,
при которых характеристики набора высоты остаются практически неизменными. Это важно, поскольку в определённых условиях может потребоваться, чтобы скорость несколько отличалась от оптимальной. Параметры набора высоты приобретают особое значе ние при большом полётном весе, на больших высотах полёта, в условиях затруднённого взлёта или при неис правностях двигателя. В этих ситуациях необходима оптимальная скороподъёмность.
Вес ЛА оказывает существенное влияние на его лётно-технические характеристики. Если вес ЛА воз растает, для сохранения заданных высоты и скорости полёта ему необходим больший угол атаки (УА). При этом возрастает индуктивное сопротивление крыльев, а также паразитное сопротивление ЛА. Рост лобового сопротивления требует увеличения тяги для его прео доления, а это, в свою очередь, уменьшает резерв тяги, обеспечивающий набор высоты. Из-за того, что вес оказывает настолько существенное влияние на лётно технические характеристики, авиаконструкторы стре мятся любым способом облегчить проектируемые ЛА.
Изменение веса ЛА влияет на характеристики набора высоты двояким образом. Во-первых, при изменении веса меняются лобовое сопротивление и необходимая мощность. Это отражается на доступном резерве мощ ности, что, в свою очередь, сказывается на угле кабри рования и скороподъёмности. Во-вторых, повышение веса снижает предельную скороподъёмность, но тре бует эксплуатации ЛА в режимах более высоких скоро стей набора высоты (для снижения пиковых значений скороподъёмности).
Увеличение высоты полёта также повышает необ ходимую мощность и снижает её доступный резерв. Таким образом, с увеличением высоты полёта ЛА ха рактеристики набора высоты ухудшаются. Воздушные скорости, соответствующие максимумам скороподъ ёмности и угла кабрирования, а также максимальные и минимальные значения воздушной скорости горизон тального полёта меняются в зависимости от высоты по лёта. При увеличении высоты эти скорости постепенно сближаются и становятся равными друг другу в точке, называемой абсолютным потолком ЛА. На уровне аб солютного потолка резерв мощности отсутствует и воз можен только установившийся горизонтальный полёт. Следовательно, на высоте абсолютного потолка ЛА его скороподъёмность равна нулю. Практический потолок ЛА - это высота, на которой его скороподъёмность не может превышать 100 футов в минуту (О,508 м/с или 1,83 км/ч). Обычно значения этих контрольных вели чин привязываются к той или иной проектной конфи гурации ЛА (рис. 10-9).
При обсуждении вопросов ЛТХ бывает удобно ис пользовать такие понятия, как удельная нагрузка
24,000

22,000
20,000
I
18,000
16,000
§ 14,000
i1J
8; 12,000
[
10,000
l3 8,000
6,000
4,000
2,000
70 80 90 100 110 120
Приборная скорость (в узлах)
Рис. 10-9. Абсолютный и сервисный потолки.
на мощность и нагрузка на крыло, лопасть и диск несущего винта. Удельная нагрузка на мощность из меряется в килограммах (или фунтах) на л.с. и равна суммарному весу ЛА, делённому на номинальную мощ ность двигателя. Она существенным образом влияет на параметры взлёта и набора высоты ЛА. Нагрузка на крыло измеряется в кг/м2 или фунтах на квадратный фут и равна суммарному весу самолёта, делённому на площадь его крыльев (включая элероны). От нагрузки на крыло конкретного самолёта зависит его посадоч ная скорость. Нагрузка на лопасть также измеряется в кг/м2 или фунтах на квадратный фут и равна суммар ному весу вертолёта, делённому на площадь лопастей его несущего винта. Нагрузку на лопасть не следует путать с нагрузкой на диск несущего винта, которая равна суммарному весу вертолёта, делённому на пло щадь диска, сметаемого его несущим винтом.
Характеристики дальности полёта
Одной из важнейших ЛТХ является способность ЛА превращать энергию топлива в дистанцию полёта. Задача достижения оптимальной дальности полёта мо жет формулироваться одним из двух способов:
Обеспечить максимальную дальность полёта для заданного запаса топлива.
Обеспечить заданную дальность полёта при мини мальном расходе топлива.
Общим элементом двух этих задач является удель ная дальность полёта, а именно, отношение длины
воздушного пути к количеству израсходованного топлива.
Не следует путать дальность и продолжительность полёта. Дальность связана с длиной воздушного пути, а продолжительность - с полётным временем. Поэтому имеет смысл определить отдельный термин: удельная продолжительность полёта.
При эксплуатации ЛА в крейсерском режиме пара метры полёта должны соответствовать максимальной дальности. В этом случае будет обеспечиваться макси мальная удельная дальность в течение всего полёта. Удельную дальность полёта можно определить с помо щью следующих равенств:
![]()
![]()
удельная дальность полёт=а в_о_зд у ш_н_ь_ й пут ь _
удельная продолжительность полёта=
п_о_л_ёт_н_о_е_в ре_м_я _ количество
количество израсходованного топлива
или
или
израсходованного топлива
полётное/ полётное
удельная дальность полёта = воздушный путь/полётноевремя
количество;полётное
=
" время время
удельная продолжительность полета ---к ол и ч-ес т-в 0 / п-ол е ·т-но_е_
израсходованного время топлива
или
удельная дальность полёта=
израсходованного время топлива
или
во_з-'-д=у_ш_нь_ и_"_пут ь _
" 1
![]()
удельная продолжительность полета = часовойрасход топлива
Часовой расход топлива - это количество топлива, расходуемое за один час полёта. Если стоит цель до стичь максимальной продолжительности полёта, не обходимо обеспечить минимальный часовой расход то плива. На рис. 10-1О в точке А воздушная скорость мала, а часовой расход топлива высок. Такое может иметь ме сто во время эксплуатации ЛА на земле, при взлёте или наборе высоты. По мере повышения воздушной скоро сти из-за влияния аэродинамических факторов энерго ёмкость падает, и часовой расход топлива снижается до точки В. Это точка максимальной продолжительности полёта. Выше этой точки увеличение воздушной ско рости без повышения расхода топлива недостижимо. Увеличение воздушной скорости требует дополнитель ной мощности, а это приводит к росту часового расхода топлива.
количество израсходованного топлива
Для достижения максимальной удельной дально сти полёта необходимо обеспечить такие полётные условия, при которых для заданного часового расхода топлива воздушная скорость будет максимальной. Хотя максимальная дальность полёта может быть до стигнута при пиковом значении удельной дальности, крейсерские полёты высокой дальности обычно реко мендуется вести на несколько более высокой воздуш ной скорости. В большинстве случаев при крейсерских полётах максимальной дальности рекомендуются па раметры, обеспечивающие 99% максимальной удель ной дальности. Преимущества такого подхода в том, что, жертвуя 1% дальности, можно получить 3-5-про центное увеличение крейсерской скорости. Поскольку полёт на увеличенной крейсерской скорости имеет це лый ряд преимуществ, небольшая потеря в дальности в данном случае оправдана.

Применимо при заданных:
весе
высоте
конфигурации
Скорость
F'ис. 10-10. Воздушная скорость, необходимая для достижения максимальной продолжительности полёта.
На величину соотношения удельной дальности и ско- рости влияют три важнейшие переменные:
полный полётный вес ЛА;
высота полёта;
внешняя аэродинамическая конфигурация ЛА. Эксплуатационные данные дальности и продолжи-
тельности полёта ЛА, содержащиеся в разделе ЛТХ руководства по лётной эксплуатации/эксплуатацион ного справочника пилота, приводятся в связи с этими переменными.
Управление в крейсерском режиме предполагает, что, в целях достижения максимальной дальности, ЛА должен сохранять рекомендованную крейсерскую скорость в течение всего полёта. Поскольку в процессе движения сжигается топливо, полный полётный вес ЛА меняется, и вместе с ним меняются оптимальные значения воздушной скорости, высоты и мощности. Управление в крейсерском режиме означает контроль оптимальной воздушной скорости, высоты и мощно сти, так, чтобы сохранить 99% от максимума удельной дальности полёта. Поскольку при входе в режим крей серского полёта ЛА имеет относительно высокий вес, для создания рекомендованных условий крейсерского режима необходимы определённые значения скоро сти, высоты и мощности. По мере сжигания топлива и уменьшения веса ЛА оптимальные значения скорости и мощности снижаются либо возрастает оптимальная высота полёта. Помимо этого увеличивается оптималь ная удельная дальность полёта. Таким образом, пилот должен выполнить необходимые управляющие дей ствия, чтобы создать оптимальные условия полёта.
Полная дальность полёта зависит как от запаса то плива, так и от удельной дальности. Если поставлена цель обеспечить максимальную дальность при мини мальном расходе топлива, эксплуатация ЛА должна вестись в рекомендованных производителем условиях крейсерского режима для высокой дальности полёта. При этом ЛА должен иметь возможность достичь пун ктов назначения, лежащих в пределах его максималь ного радиуса дальности, либо преодолеть меньшие рас стояния, но с минимальным расходом топлива.
В случае винтовых ЛА движущая сила создаётся поршневым двигателем в комбинации с воздушным винтом. Часовой расход топлива определяется, прежде всего, мощностью на валу воздушного винта, а не тя гой. Таким образом, часовой расход топлива непосред ственно связан с мощностью, необходимой для сохра нения установившегося горизонтального полёта. По этой причине в эксплуатационных таблицах мощность часто заменяется часовым расходом топлива. Данный факт даёт возможность определять дальность полёта на основании анализа соотношения скорости и потре бляемой мощности.
Максимальная продолжительность полёта достига ется в точке минимума потребляемой мощности, по скольку при этом для сохранения установившегося горизонтального полёта требуется наименьшее коли чество топлива. Максимальная дальность полёта обе спечивается в точке, где соотношение скорости к мощ ности имеет наибольшее значение (рис. 10-10).
Максимальная дальность полёта достигается при максимуме отношения подъёмной силы к лобовому сопротивлению (Y/X)max' причём важно отметить, что для заданной конфигурации ЛА (Y/X)max возникает при определённых значениях УА и коэффициента подъ ёмной силы и не зависят от веса ЛА и высоты полёта. Изменения веса ЛА влияют на значение воздушной скорости и мощности, необходимой для достижения

(Y/X)max (рис. 10-11).
g
:о:;
::;
а,
,оа,
а,
с1:s:'--··········· <S.,....-J'?'
1
=1/ ---
'
Скорость
Рис. 10-11. Влияние веса ЛА на воздушную скорость и потребляемую мощность.
В процессе управления крейсерским режимом пилот должен отслеживать изменения скорости и потребляе мой мощности, чтобы обеспечить сохранение (Y/X)max· Когда вес топлива составляет незначительную часть от полного полётного веса ЛА, а его дальность полёта не велика, процедуры управления крейсерским режимом можно упростить, сведя их к сохранению постоянных значений скорости и мощности в течение всего вре мени крейсерского полёта. Однако в случае ЛА с вы сокой дальностью полёта вес топлива является суще ственной частью полного полётного веса, и процедуры управления крейсерским движением должны вклю чать в себя запланированные изменения воздушной скорости и мощности, необходимые для сохранения оптимальной дальности полёта.
Влияние высоты полёта на дальность винтовых ЛА показано на рис. 10-12. При полёте на большой высоте

Рис. 10-12. Влияние высоты на дальность полёта.
истинная воздушная скорость (ИВС) выше, чем на уровне моря. Лобовое сопротивление при высотном по лёте и на уровне моря одинаковы, но более высокая ИВС приводит к пропорциональному увеличению потре бляемой мощности. (Примечание: касательная к кри вой мощности на уровне моря одновременно является касательной к кривой мощности высотного полёта).
Сказанное выше позволяет судить и о влиянии вы соты на удельную дальность полёта. Если изменение высоты приводит к одинаковому относительному из менению скорости и потребляемой мощности, это означает, что отношение скорости к потребляемой мощности остаётся постоянным. Отсюда следует, что удельная дальность полёта винтового ЛА не зависит от высоты. На самом деле, это справедливо лишь до некоторой степени, поскольку на удельную дальность влияют и такие важные факторы, как расход топлива и кпд воздушного винта, а их величины зависят от высоты полёта. Если влияние сжимаемости незначи тельно, любое изменение удельной дальности с высо той зависит исключительно от кпд двигателя и воз душного винта.
Удельная дальность полёта ЛА с поршневым двигате лем очень незначительно или вообще никак не зависит от абсолютной высоты полёта. Незначительные изме нения уровня расхода топлива могут быть связаны с торможением (если тормозная мощность меньше мак симальной крейсерской мощности работы двигателя). Таким образом, увеличение высоты приводит к умень шению удельной дальности полёта только в том случае, если повысившаяся потребляемая мощность начинает превышать максимальную крейсерскую мощность двигателя. Одно из преимуществ двигателей с нагне тателем состоит в том, что такой двигатель может со хранять крейсерскую мощность на больших высотах. В
результате дальность полёта ЛА не снижается, а истин ная скорость возрастает. Главное отличие крейсерских режимов на больших и малых высотах заключается в разнице истинных скоростей и расходе топлива при на боре высоты.
Зона обратного управления
Как правило, расход топлива в различных режимах по лёта определяется аэродинамическими характеристи ками ЛА, в то время как параметры силовой установки влияют на доступную мощность в этих режимах. Когда ЛА находится в режиме устойчивого горизонтального полёта, главным условием является равновесие дей ствующих сил. Полёт без ускорения достигается, когда подъёмная сила равна весу, а силовая установка соз даёт тягу, равную лобовому сопротивлению. Значения мощности, необходимой для обеспечения равновесия при горизонтальном полёте на различных скоростях, отображены на графике потребляемой мощности. Кривая потребляемой мощности отражает тот факт, что при низких скоростях - вблизи скорости свали вания или минимальной эволютивной скорости - для выполнения установившегося горизонтального полёта необходима достаточно высокая мощность двигателя.
Термин «полёт в зоне нормального управления» озна
чает, что в условиях сохранения постоянной высоты по лёта для повышения воздушной скорости необходимо увеличение мощности двигателя, а для снижения - уменьшение мощности. Большинство режимов полёта ЛА (набор высоты, крейсерский режим и маневрирова ние) осуществляется в зоне нормального управления.
Термин «полёт в зоне обратного управления» оз начает полётный режим на постоянной высоте, при котором для повышения воздушной скорости необ ходимо уменьшение мощности двигателя, а для сни жения - увеличение мощности. Из вышесказанного следует, что уменьшение мощности не обязательно оз начает снижение воздушной скорости. Зона обратного управления возникает при низкоскоростных режимах полёта. На скоростях ниже скорости максимальной продолжительности полёта (нижняя точка на кривой мощности) для дальнейшего снижения воздушной скорости необходимо увеличение мощности двига теля. Поскольку необходимость повышения мощности для снижения скорости противоречит нормальному управлению полётом, полётные режимы в диапазоне скоростей между скоростью минимума потребляемой мощности и скоростью сваливания (или минимальной эволютивной скоростью) называются зоной обратного управления. В этой зоне снижение воздушной скорости во время установившегося полёта сопровождается уве личением мощности двигателя.

Рис. 10-13. Кривая потребляемой мощности.
Кривая максимальной доступной мощности изобра жена на рис. 10-13. Режимы пониженных мощностей, например, режим крейсерской мощности, также могут быть изображены в виде аналогичной кривой. Нижняя точка кривой потребляемой мощности соответствует скорости, при которой минимальная тормозная мощ ность позволяет сохранить режим горизонтального полёта. Эта скорость называется скоростью наилучшей продолжительности полёта.
Примером эксплуатации самолёта в зоне обратного управления может служить снижение с высоким углом тангажа перед посадкой на короткую взлётно-посадоч ную полосу. В случае излишне высокой вертикальной скорости снижения пилот может замедлить или во обще прекратить снижение, увеличив мощность дви гателя. Без увеличения мощности самолёт может сва литься на крыло или его не удастся выровнять перед посадкой. Если для сохранения скорости полёта пилот попытается лишь опустить нос, без увеличения мощ ности двигателя, это может привести к резкому росту вертикальной скорости снижения и потере высоты.
Если, к примеру, во время взлёта с грунтового аэро дрома пилот попытается выйти из влияния земли, не обеспечив перед этим штатные угол тангажа и ско рость, самолёт может непреднамеренно войти в зону обратного управления, причём на опасно малой вы соте. Даже на максимальной мощности самолёт мо жет оказаться неспособным набрать высоту или хотя бы сохранить её. Для пилота единственным выходом в такой ситуации может быть увеличение скорости за счёт снижения угла тангажа, что неизбежно приведёт к потере высоты.
При эксплуатации воздушного судна на низких ско ростях в зоне обратного управления пилот самолёта должен с особой тщательностью подходить к контролю воздушной скорости.
Взлётные и посадочные характеристики
Большинство авиационных аварий, вызванных чело веческим фактором, происходит в фазах взлёта и по садки. Поэтому пилот должен быть хорошо знаком со всеми факторами, которые влияют на характеристики взлёта и посадки ЛА, и добиваться точного выполне ния всех процедур управления, предписанных для этих фаз полёта.
Взлётные и посадочные характеристики представ ляют собой параметры движения с ускорением и за медлением соответственно. Например, при взлёте ЛА начинает движение из состояния нулевой скорости, а затем (в момент отрыва) ускоряется до взлётной скоро сти. Во время посадки ЛА касается земли, двигаясь на посадочной скорости, а затем замедляется до нулевой скорости. Важными факторами при взлёте и посадке являются следующие:
Взлётная и посадочная скорость обычно определя ется скоростью сваливания и минимальной скоро стью полёта.
Разбег при взлёте или послепосадочный пробег прямо связаны с величиной ускорения/замед ления в фазах взлёта и посадки. Ускорение (или замедление) объекта прямо пропорционально разнице приложенных сил и обратно пропорцио нально его массе. Если самолёт движется по ВПП со скоростью 300 км/ч, его энергия в четыре раза больше, чем при скорости 150 км/ч. Таким обра зом, при увеличении скорости вдвое длина после посадочного пробега увеличивается в четыре раза.
Длина разбега или послепосадочного пробега за висит как от скорости, так и от ускорения/замед ления ЛА.
Покрытие и продольный уклон ВПП
Параметры взлётно-посадочной полосы (ВПП) прямо влияют на характеристики взлёта и посадки. Данные эксплуатационной таблицы обычно приводятся для ВПП с твёрдой, гладкой и сухой поверхностью. Поскольку все ВПП отличаются друг от друга, их по крытия также различаются, а равно и их уклоны (углы наклона к горизонту) (рис. 10-14).
На разных аэродромах ВПП могут иметь самые раз личные покрытия. Это может быть бетон, асфальт, гравий, грунт или трава. Покрытие ВПП конкретного аэродрома отражено в техническом паспорте аэро дрома. Чем менее ровным и твёрдым является покры тие ВПП, тем больше длина разбега перед взлётом. Иными словами, длина разбега тем больше, чем ме нее свободно колёса шасси катятся по поверхности ВПП. Во время движения по мягкому, травяному или
Установки смеси | |
Барометрич. высота | Фунтов /час |
Ур.моря | 144 |
2000 | 138 |
4000 | 132 |
6000 | 126 |
8000 | 120 |
![]()
![]()
![]()
ДИСТАНЦИЯ РАЗБЕГА МАКСИМАЛЬНЫЙ ВЕС 3800 ФУНТОВ УСЛОВИЯ: 1 КОРОТКАЯ ВПП 1 Закрылки на 10° 2850 об/м, взлётный режим работы двигателя, полный газ перед отпусканием тормозов Створки капота открыты Гладкая, ровная, сухая ВПП Нулевой ветер ПРИМЕЧАНИЯ: | ||||||||||||||||
ВЕС, "UTOB | ВЗЛЕТНАЯ СКОРОСТЬ, КИАС | БАРОМ. ВЫСОТА, ф --- | О0С | 10°С | 20°С | 30°С | 40°С | -- | ||||||||
НА --· IЛЕ | с" | -- НАЛЕ 1 | - ,. .. | НА "МЛЕ | ---··· | НА 1 ""МЛЕ | С' '"'.... | НА ""МЛЕ | ""'.,_._ | |||||||
OTPI' | ||||||||||||||||
Техника взлёта с короткой ВПП как указано в Секции 4.
Шасси выпущено до полного преодоления аэродромных препятствий.
Если значение длины разбега не указано, вертикальная скорость после отрыва менее 150 футов/мин. Скороподъёмность указана для выпущенного шасси и закрылках на 10° при скорости отрыва.
Уменьшить длину разбега на 10% для каждых 10 узлов встречной составляющей скорости ветра. При попутном ветре до 10 узлов увеличить длину разбега на 10% для каждых 2,5 узлов горизонтальной составляющей скорости ветра.
На сухой ВПП с травяным покрытием увеличить длину разбега на 15% величины «грунтового разбега,.
- - - - - - -
Рис. 10-14. Таблица длины разбега.
размокшему покрытию ВПП колёса погружаются в него, что замедляет движение. Выбоины и другие углу бления в покрытии ВПП также могут препятствовать свободному движению колёс. На ускорение самолёта во время движения по ВПП негативно влияют такие факторы, как грязь, снег и лужи на поверхности ВПП. Хотя лужи или размокший грунт могут снизить трение между поверхностью ВПП и шинами колёс шасси, они также препятствуют свободному движению и снижают послепосадочный пробег (рис. 10-15). Ещё одна харак теристика, непосредственно зависящая от покрытия ВПП - это эффективность торможения (состояние по верхности ВПП прямо влияет на способность самолёта к-торможению).
Эффективностью торможения называется величина усилия, приложенного к тормозам (без пробуксовки и скольжения колёс). Если ВПП находится в неидеаль ном состоянии, убедитесь, что её длина достаточна для взлётного или послепосадочного пробега вашего ЛА в таких условиях.
Продольный уклон ВПП- это степень изменения вы соты ВПП над уровнем моря по мере движения по ней. Продольный уклон выражается впроцентах. Например, продольный уклон 3% означает, что на каждые 100 м длины ВПП её высота меняется на 3 м. Положительный уклон указывает на увеличение высоты ВПП, а отри цательный - на её уменьшение. ВПП с уклоном вверх снижает ускорение самолёта и приводит к увеличению длины пробега перед взлётом. Однако при посадке на ВПП с уклоном вверх послепосадочный пробег обычно сокращается. ВПП с уклоном вниз помогает увеличить
ускорение при разбеге, в результате чего длина разбега перед взлётом сокращается. При посадке происходит обратное - длина послепосадочного пробега на ВПП с уклоном в низ возрастает. Информация о продольном уклоне ВПП содержится в техническом паспорте аэро дрома (рис. 10-16).

Рис. 10-15. ХарактеристикиЛА существенным образом зависят от покрытияВПП.
Название аэродрома
= -·----- - - - - - - - -
Покрытие ВПП

![]()
- - - - - - - - -
---------------, 177
Уклон ВПП и его направление
впп
(BJC) 9 NW UTC- 7 -бDТ)
5670 В S4 FUEL 100LL ЕТ А
RWY 11L-29R: H9000Xl00 ASPH-GRVD S-55, О-7 MIRL
RWY 11L: REIL. VASl(V4L)-GA з.о· тсн 42'. (1.0% dowi,_
RWY 29R: MALSR. VASl(V4L)-GA 3.0° ТСН 45'. Rgt tfc. 1.1%ti=':'
RWY 11R-29L, Н7004Х7S (ASPH S-12.5 MIRL ,1.1% up NW)
RWY11R: REIL. PAPl(P2L)-GA 3.0° тсн 41'. Rgt tfc.
RWY 29L: REIL. PAPl(P2L)-GA 3.0° тсн 40'.
RWY 02-20: Н3601Х75 ASPH S-40, D-45. DT-65 MIRL 0.5% u
RWY02: PAPl(P2L)-GA 3.0° тсн 30'.
RWY20: PAPl(P2L)-GA 3.0° ТСН 40'. Rgt tfc.
AIRPORT REAIARKS: Attended continuously. Birds on and in vicinity of arpt. Watch for deer on or near rwys. Half inch depression in Rwy 11R-29L full width Ьу 10' length at appro,imately 2550' from east end. One inch depression in Rwy 11R-29L full width Ьу 10'
1 Helipad Hl: 50 Х 50
1
Н--20, L-oE, BG, А
IAP. АО
Рис. 10-16. Технический паспорт аэродрома.
Вода на ВПП и динамическое гидропланирование
Вода на ВПП снижает трение между шинами колёс шасси и землёй, а также эффективность торможения. Способность тормозить может быть потеряна полно стью при гидропланировании шин, когда слой воды от деляет их от поверхности ВПП. Это также относится к ситуациям, когда ВПП покрыта слоем льда.
На мокрой полосе пилот может столкнуться с явле нием, называемым динамическим гидропланирова нием. Динамическое гидропланирование- это режим движения по ВПП, при котором шина перемещается по тонкому слою воды, а не по поверхности полосы. Поскольку при гидропланировании сцепление колеса с полосой исчезает, способность к торможению и путе вая управляемость практически отсутствуют. Для ми нимизации эффекта динамического гидропланирова ния на некоторых аэродромах предусмотрены канавки для отвода воды с поверхности ВПП, но такое встреча ется редко.
Интенсивность динамического планирования за висит от давления в шинах. Используя простую фор мулу, приведённую на рис. 10-17, пилот может рассчи тать минимальную скорость, при которой начинается динамическое гидропланирование. Проще говоря, минимальная скорость гидропланирования (в км/ч) приблизительно равна квадратному корню из давле ния в шине главной опоры шасси (в барах), умножен ной на 64. Если скорость измеряется в узлах, а давле ние - в фунтах на кв. дюйм (psi), то корень из давления нужно умножать на 9. Например, если давление в шине
![]()

9 Х давление в шинах(в фунтах на дюйм)
Минимальнаяскорость динамическогогидропланирования(округлённо) =
Рис. 10-17. Давление в шинах и гидропланирование.
главной опоры равно 9 бар, то самолёт начнёт гидро планировать на скорости примерно 190 км/ч.
При посадке на скоростях выше рекомендованного значения посадочной скорости вероятность гидропла нирования возрастает. Как только гидропланирование началось, оно может продолжаться очень долго и зача стую не прекращается при достижении самолётом ми нимальной скорости гидропланирования.
При движении по влажной полосе путевая управля емость может быть повышена за счёт посадки против ветра. Следует избегать резких управляющих усилий. При необходимости посадки на влажную ВПП перед по садкой оцените возможные проблемы с торможением и будьте готовы к гидропланированию. Запросите
посадку на свободную полосу, ось которой нахо дится под наименьшим углом к направлению ветра. Механические тормоза могут оказаться неэффектив ными, так что необходимо в максимальной степени ис пользовать аэродинамическое торможение.
Взлётные характеристики
Минимизация длины разбега - одна из важнейших задач при эксплуатации любого ЛА, поскольку этот параметр определяет требования к ВПП. Для обеспе чения минимальной длины разбега отрыв от земли необходимо осуществлять на минимальной скорости, которая исключала бы сваливание и обеспечивала до статочную управляемость и начальную скороподъём ность. Обычно скорость отрыва составляет фиксиро ванную долю скорости сваливания или минимальной эволютивной скорости для ЛА во взлётной конфигу рации. Собственно отрыв достигается при определён ных значениях коэффициента подъёмной силы и угла атаки. В зависимости от характеристик ЛА, скорость отрыва должна составлять от 105% до 120% от скоро сти сваливания.
Чтобы обеспечить минимальную длину разбега при заданной скорости отрыва, силы, действующие на ЛА в процессе разбега, должны создать максимальное уско рение. Далеко не все силы, действующие на ЛА, нахо дятся под контролем пилота. Для достижения макси мального ускорения могут использоваться различные процедуры (в зависимости от типа и характеристик конкретного ЛА).
Главным средством обеспечения ускорения является силовая установка ЛА. Для уменьшения длины разбега полезная тяга должна быть максимальной. Подъёмная сила и лобовое сопротивление возникают сразу же по сле отрыва ЛА от земли, и значения этих величин зави сят от УА и динамического давления.
Помимо правильных процедур управления ЛА, на его взлётные характеристики влияют и другие параме тры. Любой фактор, влияющий на скорость отрыва или ускорение при разбеге, может изменить длину разбега. Например, на длину разбега оказывает существенное влияние полный полётный вес ЛА, поэтому при прогно зировании длины разбега на него необходимо обратить самое пристальное внимание. Увеличение полного по лётного веса влияет на взлётные характеристики ЛА
следующим образом:
повышается скорость отрыва;
увеличивается масса, которой необходимо при дать ускорение;
увеличивается сопротивление (лобовое и трение о землю).
Если полный полётный вес возрастает, при заданном
взлётном коэффициенте подъёмной силы для отрыва от земли требуется большая подъёмная сила, а значит, и большая скорость. В качестве примера: увеличение взлётного веса на 21% приводит к повышению скоро сти отрыва на 10%.
Изменение полного полётного веса меняет резуль тирующую ускоряющую силу и массу, которой необхо димо придать ускорение. Если соотношение тяги к весу для конкретного ЛА относительно велико, изменение результирующей ускоряющей силы незначительно, и ускорение меняется, главным образом, вследствие из менения массы ЛА.
Например, 10-процентное увеличение взлётного веса приводит:
к 5-процентному повышению скорости отрыва;
как минимум, к 9-процентному снижению ускорения;
как минимум, к 21-процентному увеличению длины разбега.
В стандартных условиях увеличение взлётного веса лёгкого самолёта «Цессна 182» (в обычной комплекта ции) с 1100 кг до 1220 кг (на 11%) приводит к увеличе нию длины разбега со 140 м до 173 м (на 23%).
Для ЛА с высоким соотношением тяги к весу длина разбега может возрасти на 21-22%, а с более низким - 25-30%. Поскольку влияние веса столь зна чительно, его необходимо в обязательном порядке учи тывать при прогнозировании длины разбега конкрет ного ЛА.
Влияние ветра на длину разбега также велико, и па раметры ветра тоже нужно учитывать при прогнози ровании длины разбега. Встречный ветер позволяет достичь скорости отрыва при более низкой путевой скорости, в то время как попутный ветер требует повы шения путевой скорости для отрыва от земли.
Встречный ветер со скоростью в 10% от скорости от рыва снижает длину разбега приблизительно на 19%, а попутный ветер такой же скорости увеличивает её примерно на 21%. Если скорость встречного ветра со ставляет 50% от скорости отрыва, длина разбега будет примерно в четыре раза ниже, чем при отсутствии ве тра (снижение на 75%).
При посадке ветер оказывает аналогичное воздей ствие. Рис. 10-18 иллюстрирует общее влияние ветра на изменение длины разбега или послепосадочного про бега как функции зависимости взлётной/посадочной скорости от скорости ветра.
Правильный выбор значения скорости отрыва осо бенно важен, когда протяжённость ВПП и длина разбега являются критичными. Значение скорости отрыва, указанное в РЛЭ/ЭСП, обычно является ми нимальным безопасным значением, при которой ЛА может подняться в воздух. Любая попытка отрыва при
Рис. 10-18. Влияние скорости ветра на взлёт и посадку.
скорости ниже рекомендованной может привести к сваливанию, потере управляемости или очень низкой начальной скороподъёмности. В некоторых случаях из быточный УА может воспрепятствовать выходу ЛА из эффекта влияния земли. С другой стороны, избыточ ная воздушная скорость при отрыве от земли может по высить начальную скороподъёмность и улучшить «по ведение» ЛА, но при этом возрастает и длина разбега, что нежелательно.
При неизменном ускорении длина разбега прямо пропорциональна квадрату скорости отрыва. Это оз начает, что 10-процентное повышение воздушной ско рости увеличивает длину разбега на 21%. В сложных условиях взлёта подобное увеличение длины разбега обычно неприемлемо, и пилот должен придерживаться рекомендованного значения скорости отрыва.
Влияние барометрической высоты и температуры окружающего воздуха на длину разбега связано с тем, что эти величины определяют значение высоты по плотности. В то время как надлежащие меры по зволяют снизить влияние температуры на характе ристики силовой установки ЛА, высота по плотности существенным образом влияет на его длину разбега. Увеличение высоты по плотности оказывает на взлёт ные характеристики ЛА двойное воздействие:
увеличивается скорость отрыва;
снижается тяга и результирующая ускоряющая сила.
При увеличении высоты над уровнем моря, на ко торой эксплуатируется ЛА с заданным весом и кон фигурацией, динамическое давление, при котором
На самом деле, это в целом справедливо для ЛА с высо ким значением отношения тяги к весу.

коэффициент подъёмной силы позволит ЛА подняться в воздух, остаётся неизменным. Следовательно, ЛА, взлетающий с высотного аэродрома, оторвётся от земли при той же приборной скорости, как и при взлёте с уровне моря. Но поскольку в первом случае плотность воздуха будет ниже, истинная скорость ЛА окажется выше.
Влияние высоты по плотности на создаваемую сило вой установкой тягу существенным образом зависит от типа силовой установки. Увеличение высоты над стан дартным уровнем моря непосредственно приводит к снижению полезной мощности поршневого двигателя без наддува. Однако в случае поршневого двигателя с наддувом высота не влияет на величину его полезной мощности до тех пор, пока не превысит критическое значение рабочей высоты. Для тех двигателей, мощ ность которых с увеличением высоты падает, влияние этого фактора на результирующую ускоряющую силу и ускорение можно оценить, приняв как допущение пря мую зависимость этих величин от плотности воздуха.
Без учёта барометрической высоты и температуры точное прогнозирование длины разбега невозможно. Самыми сложными с точки зрения взлётных характе ристик ЛА являются условия, представляющие собой то или иное сочетание высокого полного полётного веса, значительной высоты, неблагоприятных темпе ратуры и ветра. В любом случае, пилот обязан сделать точный прогноз длины разбега, основываясь на экс плуатационных данных РЛЭ/ЭСП и вне зависимости от имеющейся ВПП, и принять все необходимые меры для обеспечения профессионального и безопасного взлёта. При прогнозировании длины разбега на основа нии данных РЛЭ/ИП следует учитывать следующие
параметры:
барометрическую высоту и температуру (чтобы определить влияние высоты по плотности на длину разбега);
полный полётный вес (оказывает существенное влияние на длину разбега);
ветер (влияние на длину разбега определяется со ставляющей его скорости, параллельной оси ВПП);
уклон и состояние покрытия ВПП (влияние уклона и замедляющее воздействие снега и льда).
Посадочные характеристики
Во многих случаях, именно посадочная дистанция ЛА определяет требования к длине ВПП. Минимальная посадочная дистанция достигается при посадке на минимальной безопасной скорости, которая исклю чала бы сваливание и обеспечивала достаточную
управляемость и возможность ухода на второй круг. Обычно посадочная скорость составляет определён ную долю скорости сваливания или минимальной эволютивной скорости для ЛА в посадочной конфигу рации. Собственно касание с землёй при посадке про исходит при определённых значения коэффициента тяги и УА. Точные значения этих величин зависят ис ключительно от характеристик ЛА и не зависят от его веса, высоты над уровнем моря и ветра.
Для обеспечения минимальной посадочной дис танции при заданной посадочной скорости силы, дей ствующие на ЛА, должны обеспечить максимальное отрицательное ускорение (замедление) во время по слепосадочного пробега. Для достижения максималь ного значения отрицательного ускорения могут потре боваться определённые управляющие действия.
Следует различать управляющие процедуры, обе спечивающие минимизацию посадочной дистан ции, и обычное управление послепосадочным про бегом в условиях значительного запаса длины ВПП. Минимальная посадочная дистанция достигается за счёт обеспечения постоянного максимума отрица тельного ускорения, или, проще говоря, интенсивной работы тормозной системы ЛА. С другой стороны, обычный послепосадочный пробег в условиях значи тельного запаса длины ВПП допускает интенсивное использование аэродинамического сопротивления для минимизации износа тормозов и шин. Если аэродина мического сопротивления достаточно для снижения скорости ЛА, его можно использовать вместо тормозов на ранней стадии послепосадочного пробега. Тормоза и шины шасси ЛА изнашиваются от постоянного ин тенсивного использования, в то время как аэродина мическое сопротивление ничего не стоит и не имеет износа. Использовать аэродинамическое сопротивле ние можно только для снижения скорости до 60-70% от посадочной. При скорости, меньшей 60-70% от по садочной, аэродинамическое сопротивление умень шается настолько, что становится бесполезным, и для дальнейшего замедления необходимо использовать тормоза. Поскольку основная цель послепосадочного пробега - снижение скорости, тяга силовой установки должна иметь минимальное положительное значение (или максимальное отрицательное - в случае ревер сивной тяги).
Помимо правильных управляющих действий, на посадочные характеристики ЛА оказывают влияние и другие параметры. Любой фактор, меняющий по садочную скорость или отрицательное ускорение во время послепосадочного пробега, влияет на посадоч ную дистанцию.
Одним из важнейших параметров, определяющих по садочную дистанцию, является полный полётный вес.
При росте полётного веса для поддержки ЛА в воздухе с УА и коэффициентом подъёмной силы, необходимыми для посадки, требуется увеличенная воздушная ско рость. Например, увеличение посадочного веса на 21% приводит к повышению посадочной скорости на 10%.
Когда главной целью является минимизация поса дочной дистанции, основными силами, действующими на ЛА во время послепосадочного пробега, являются силы тормозного трения. Фактически, для большин ства конфигураций ЛА, тормозное трение является ос новным фактором снижения скорости.
Минимальная посадочная дистанция прямо зависит от посадочного веса. Например, 10-процентное увели чение полного полётного веса при приземлении может вызвать:
5-процентное повышение посадочной скорости;
10-процентное увеличение посадочной дистанции. Это является результатом соотношения между весом
ЛА и силой тормозного трения.
Ветер также оказывает существенное влияние на по садочную дистанцию и должен приниматься во вни мание при её прогнозировании. Поскольку воздушная посадочная скорость ЛА не зависит от ветра, главный результат влияния ветра заключается в изменении пу тевой посадочной скорости. Влияние ветра на сниже ние скорости при посадке идентичен его влиянию на ускорении при взлёте.
Влияние барометрической высоты и температуры окружающего воздуха на посадочную дистанцию свя зано с тем, что эти величины определяют значение вы соты по плотности. Увеличение высоты по плотности приводит к росту посадочной скорости, но не меняет суммарную замедляющую силу. Следовательно, на высотный аэродром ЛА садится на той же приборной скорости, что и на аэродром на уровне моря, но, вслед ствие снижения плотности воздуха, его истинная ско рость возрастает. Поскольку при посадке на высотный аэродром вес ЛА и динамическое давление идентичны параметрам посадки на аэродром на уровне моря, лобовое сопротивление и тормозное трение при по слепосадочном пробеге в обоих случаях одинаковы. Если нагрузки находятся в пределах эксплуатацион ных возможностей тормозной системы ЛА, результи рующая замедляющая сила остаётся неизменной, и снижение скорости в обоих случаях происходит оди наково. Поскольку увеличение высоты не влияет на замедление ЛА, влияние высоты по плотности на по садочную дистанцию заключается в увеличении ис тинной скорости.
Минимальная посадочная дистанция на высоте аэ родрома 1500 м на 16% больше, чем на уровне моря. С увеличением высоты аэродрома посадочная дис танция возрастает примерно на 11,5% каждые 1000 м
увеличения высоты. Для точного прогнозирования по садочной дистанции необходимо правильно учитывать влияние высоты по плотности.
Правильный выбор посадочной скорости очень ва жен в ситуациях, когда длина ВПП и посадочная дис танция критичны. Значение посадочной скорости, указанное в РЛЭ/ЭСП, обычно является минимальным безопасным значением, при которой ЛА может осуще ствить посадку. Любая попытка посадки при скорости ниже рекомендованной может привести к сваливанию, потере управляемости и росту вертикальной скорости снижения до опасных значений. С другой стороны, избыточная воздушная скорость при посадке может немного улучшить управляемость (особенно при бо ковом ветре), но при этом возрастает и посадочная дис танция, что нежелательно.
Рост посадочной скорости на 10% приводит к увели чению посадочной дистанции как минимум на 21%. Избыточная скорость приводит к росту рабочей на грузки на тормоза вследствие дополнительной кине тической энергии, которую необходимо поглотить. Помимо этого, из-за дополнительной скорости в нор мальном наземном положении ЛА увеличиваются ло бовое сопротивление и подъёмная сила, а рост подъём ной силы, в свою очередь, снижает эффект воздействия тормозящих поверхностей. В результате непосред ственно после касания с землёй падение скорости про исходит с меньшей интенсивностью, и вероятность того, что какая-либо из шин лопнет при торможении, возрастает.
Самыми сложными с точки зрения посадочных ха рактеристик ЛА являются условия, представляющие со бой то или иное сочетание высокого полного полётного веса, значительной высоты по плотности и неблаго приятного ветра. Эти условия определяют максимумы необходимой посадочной дистанции и критические уровни энергии, которую должна поглотить тормозная система. В любом случае, пилот обязан сделать точный прогноз минимальной посадочной дистанции и соот нести его с длиной свободной ВПП. К посадке необхо димо относиться с максимальной ответственностью и профессионализмом, поскольку в этой фазе происходит больше аварий, связанных с человеческим фактором, чем в любых других фазах полёта.
При прогнозировании длины пробега на основании данных РЛЭ/ИП следует принять во внимание следую щие параметры:
барометрическая высота и температура (чтобы установить влияние высоты по плотности);
полный полётный вес (определяет индикаторную посадочную скорость);
ветер (влияние на длину пробега определяется со ставляющей его скорости, параллельной оси ВПП);
уклон и состояние покрытия ВПП (относительно малое влияние обычных значений уклона, но до статочно существенное воздействие снега, льда или рыхлого грунта).
Попутный ветер скоростью 5 м/с увеличивает поса дочную дистанцию примерно на 21%. Рост посадочной скорости на 10% приводит к увеличению посадочной дистанции на 20%. Гидропланирование делает тормоза неэффективными вплоть до момента, когда скорость упадёт до значений, которые можно рассчитать по фор муле на рис. 10-17.
Например, пилот заходит по ветру на посадку на по лосу №18, а КДП запрашивает возможность посадки на полосу №27. Идёт небольшой дождь, ветер восточ ный 5 м/с. Пилот даёт согласие, поскольку приближа ется к осевой линии полосы №27. Необходим крутой разворот, и пилот должен перейти к снижению (пики рованию), чтобы перестроиться для посадки на полосу
№27. Выровняв самолёт по полосе на высоте 15 м над уровнем земли, пилот уже потерял 200 м длины кило метровой ВПП. Воздушная скорость всё ещё больше необходимой посадочной примерно на 10% (должна быть 130 км/ч, а фактически равна 145 км/ч). Ветер попутный, скоростью 5 м/с (18 км/ч).
Прежде всего, превышение скорости примерно на 10%, согласно эксплуатационной таблице, приводит к 20-процентному увеличению посадочной дистанции. Составляя план полёта, пилот определил, что при ско рости 130 км/ч посадочная дистанция должна быть равна 500 м. Однако, теперь она возрастает на 20% и становится равной 600 м.
Итак, после уточнения посадочная дистанция равна 600 м, но на неё также влияет ветер. Как видно из гра фика нарuс. 10-18, ветер добавляет по 20% посадочной дистанции на каждые 16 км/ч увеличения своей ско рости. При расчёте увеличения дистанции нужно ис пользовать не первоначальное её значение, а уточнён ное с учётом возросшей воздушной скорости. Таким образом, посадочная дистанция увеличивается ещё на 120 м, и окончательная её длина, необходимая для по садки самолёта с высоты 15 м над уровнем земли, равна 720 м. Она состоит из первоначального прогноза 500 м плюс дополнительные 220 м, необходимые из-за из бытка скорости и попутного ветра.
Поскольку пилот уже потерял 200 м ВПП, он распола гает длиной пробега 800 м, в то время как необходимая ему посадочная дистанция 720 м. Запас составляет 80 м. Вроде бы, можно садиться. Но это в идеальных усло виях. Большинство пилотов испытывают страх, когда видят прямо перед собой конец полосы. Типичная ре акция в такой ситуации - торможение, причём резкое. Поскольку самолёт, в отличие от автомобиля, не осна щён устройством антиблокировки тормозов, их может
заклинить. Помимо этого, самолёт будет гидроплани ровать на влажной поверхности ВПП, пока его скорость не снизится примерно до 100 км/ч (квадратный корень из давления в шинах .j2,5x64). При гидропланирова нии тормоза неэффективны.
80 м, которые, как полагал пилот, остаются у него в запасе, оказались фикцией, поскольку первые 100-150 м после касания земли самолёт гидропланировал, а по том у него заклинило тормоза.
Эта история - подлинная. История, которая повторя ется из года в год с разными пилотами и небольшими ва риациями в силу различий в параметрах их самолётов.
В приведённом примере пилот, на самом деле, при нял несколько неверных решений. Неверные реше ния, соединяясь в единое целое, обычно приводят к худшим последствиям, чем сумма последствий каж дого из них в отдельности. Этот процесс называется синергией. Поэтому их исправление требует всё боль ших и больших усилий и, в конце концов, становится почти невозможным.
Методика принятия аэронавигационных решений будет рассмотрена подробнее в главе 17, «Принятие аэронавигационных решений».
Виды воздушных скоростей
Истинная воздушная скорость (ИВС, TAS) - скорость ЛА относительно воздушной массы, сквозь которую он движется.
Приборная воздушная скорость (IAS) - скорость ЛА согласно показаниям УВС. Она представляет собой воз душную скорость без приборной поправки, аэродина мической поправки и коррекции ошибки сжимаемости. Индикаторная воздушная скорость (CAS) - показа ния УВС с учётом аэродинамической поправки и кор
рекции инструментальной погрешности.
CAS равна ИВС на уровне моря в условиях стандарт ной атмосферы. Цветовое кодирование шкал УВС раз личных ЛА может включать в себя IAS или CAS.
Эквивалентная воздушная скорость (EAS) - пока зания УВС с учётом аэродинамической поправки, кор рекции инструментальной погрешности и поправки на адиабатический сжимаемый поток на определённой высоте. EAS равна CAS на уровне моря в условиях стан дартной атмосферы.
V50 - индикаторная скорость сваливания при нера ботающем двигателе или минимальная скорость уста новившегося полёта управляемого ЛА в посадочной конфигурации.
V51 - индикаторная скорость сваливания при не работающем двигателе или минимальная скорость установившегося полёта управляемого ЛА в заданной конфигурации.
VУ - скорость, при которой достигается максималь ный прирост высоты полёта в единицу времени. Эта скорость называется скоростью наибольшей скоро подъёмности. Она несколько падает с увеличением вы соты полёта.
Vх - скорость, при которой достигается максималь ный прирост высоты полёта на единицу пройдённой горизонтальной дистанции. Это скорость называется скоростью наибольшего угла кабрирования. Она не сколько возрастает с увеличением высоты полёта.
VLE - максимальная безопасная скорость полёта ЛА при выпущенном шасси. Превышение этого показателя влечёт за собой проблемы с устойчивостью и управля емостью ЛА.
VLo - максимальная безопасная скорость, на кото рой возможны выпуск и уборка шасси. Превышение этого показателя приводит к чрезмерной аэродинами ческой нагрузке на привод шасси во время его выпуска и уборки.
VFE - наибольшая допустимая скорость полёта с выпущенными крыльевыми закрылками. Этот пока затель связан с аэродинамической нагрузкой на кон струкцию закрылков.
Vл - индикаторная расчётная скорость маневри рования. Это показатель, при превышении которого аэродинамическая нагрузка (связанная с порывами ветра или отклонением плоскостей управления) мо жет вызвать структурные повреждения ЛА. Тот факт, что ЛА эксплуатируется на скоростях, равных или меньших скорости маневрирования, сам по себе не оз начает, что его конструкция способна выдержать при менение многократных максимальных управляющих усилий в направлении одной оси или одновременное применение максимальных усилий в направлении не скольких осей:
VNo - максимальная скорость штатной эксплуата ции или максимальная расчётная крейсерская ско рость. При движении на этой скорости превышение коэффициента максимальной эксплуатационной пере грузки может привести к постоянной деформации кон струкции ЛА.
VNE - скорость, которую нельзя превышать ни при каких обстоятельствах. Превышение этого показателя может привести к структурному разрушению или от казу конструкции ЛА.
Эксплуатационные таблицы
Эксплуатационные таблицы позволяют пилоту пред сказывать характеристики ЛА: взлётные, набора вы соты, крейсерские и посадочные.Эти таблицы пре доставляются производителем ЛА и входят в РЛЭ/ ЭСП. Содержащаяся в эксплуатационных таблицах
![]()

![]()
![]()
![]()
1 МАКСИМАЛЬНАЯ СКОРОПОДЪЁМНОСТЬ 1 БАРОМ. Давление Уст .смеси, вые. надцува фунтов/час УСЛОВИЯ: У.М.-17 ООО 35 162 закрылки убраны 18000 34 166 шасси убрано 20000 32 144 2600 об/мин створки капота открыты 22000 30 132 стандартная температура 24000 28 120 ПРИМЕЧАНИЯ: | ||||||||
--- | ВЕС, ФУНТОВ | БАРОМЕТР. ВЫСОТА, ФУТОВ | СКОРОСТЬ НАБ. вые., КИАС | СКОРОПОДЪ- ЕМНОСТЬ, ФУТОВ/МИН | С УРОВНЯ МОРЯ | - --- | ||
ВРЕМЯ, мин | РАСХ. ТОПЛИВА, ФУНТОВ | ДИСТАНЦИЯ, МОРСКИХ миль | ||||||
4000 | У.М. 4000 | 100 100 | 930 890 | о 4 | о 12 | о - 7 | ||
Прибавить 16 фунтов топлива на запуск, руление и ожидание разрешения на взлёт.
Увеличить время, кол-во топлива и дистанцию на 10% на каждые 10 °С выше стандартной температуры.
Дистанции указаны при нулевом ветре.
- - - - - - -
Рис. 10-19. Таблица максимальной скороподъёмности.
информация получена в результате тестовых полётов, выполненных на новом, полностью исправном ЛА в штатных эксплуатационных условиях с использова нием средних навыков пилотирования.
Инженеры изучают полётные данные и создают таблицы, основанные на поведении ЛА в ходе этих тестовых полётов. Используя эксплуатационные та блицы, пилот может определить длину ВПП, необхо димую для взлёта и посадки, запас топлива для полёта и полётное время, необходимое для прибытия в пункт назначения.
Важно помнить, что табличные данные могут не со ответствовать действительности, если ЛА находится в недостаточно хорошем рабочем состоянии или эксплу атируется в неблагоприятных условиях. В этом случае необходимо внести в данные ЛТХ поправки, учитыва ющие состояние ЛА или недостаточно высокое лётное мастерство пилота. Разные ЛА отличаются друг от друга, а значит, различаются и их ЛТХ. Параметры ЛА нужно определять перед каждым полётом, потому что одинаковых полётов не бывает.
Каждая таблица основывается на определённых условиях полёта и содержит информацию о том, как скорректировать данные в соответствии с реальными параметрами полёта. Пилот должен хорошо представ лять себе, как пользоваться той или иной эксплуата ционной таблицей. Обязательно изучите инструкции по использованию таблиц, предоставляемые произ водителем. В качестве пояснений по применению таблиц производители обычно включают в инструк цию пример использования той или иной конкретной таблицы (рис. 10-19).
Информация, предоставляемая производителями, не является стандартизованной. Иногда она представ лена в табличном формате, в других случаях - в виде графиков и диаграмм. Иногда график может содер жать несколько кривых, соответствующих различным условиям полёта. Объединённые графики позволяют пилоту прогнозировать лётно-технические характе ристики ЛА при различных значениях высоты по плот ности, веса и скорости/направления ветра. В силу значительного объёма информации, которую можно получать на основании таких графиков, необходимо быть крайне внимательным при их использовании. Небольшая неточность в начале расчётов может приве сти к крупной ошибке в конце.
Оставшаяся часть этого раздела посвящена эксплу атационной информации, общей для всех ЛА, и рас сказывает о том, какие данные содержат эксплуата ционные таблицы/диаграммы и как использовать их для получения информации методами непосредствен ного чтения и интерполяции. Каждая таблица или диаграмма содержит важную информацию, которая может быть использована при планировании полёта. Ниже будут приведены примеры таблиц, графиков и комплексных графиков с пояснениями.
Интерполяция
Не вся необходимая пилоту информация может быть непосредственно получена из эксплуатационных та блиц/диаграмм. В некоторых случаях для получе ния данных, соответствующим определённым усло виям полёта, необходима интерполяция. Смысл этого
![]()
![]()
ар
_
![]()
![]()
Рис. 10-20. Интерполяция табличных данных.
понятия заключается в том, чтобы на основе известной информации рассчитать промежуточные значения тех или иных переменных величин. Пилоты иногда окру гляют значения, полученные из таблиц/диаграмм, в целях более консервативной оценки.
Использование параметров, отражающих менее бла гоприятные внешние условия, позволяет лучше учесть возможные непредвиденные ситуации и обеспечивает несколько большую безопасность. На рис. 10-20 приве дён пример, который иллюстрирует методику интерпо ляции данных, полученных из таблицы длины разбега перед взлётом.
Диаграмма высоты по плотности
Диаграмма высоты по плотности позволяет оценить параметры высоты по плотности на аэродроме вылета. На основании приведённой ниже информации опреде лите высоту по плотности, используя рис. 10-21.
в:
![]()
Условия: закрылки 10°, полный газ перед отпусканием тормозов, ВЗЛЕТНАЯ ДИСТАНЦИЯ, ровная ВВП с твердым покрытием, МАКСИМАЛЬНЫЙ ВЕС 2400 ФУНТОВ ветер отсутствует | |||||||||||||
Вес, фунтов | Взлетная скорость, КИАС | §- = -е- "' | о·с | 1о·с | 2о·с | зо·с | 4о·с | ||||||
Отрыв | Высота 50 футов | ! g | i "' i вёtt;!а. | [ -е- ф i о $ с8::. | ii е1§ 8ёt !:а. | [ -е- i g 1 с:: | §i; "' mi !!1 1 !а. 5s | [ -е- 11[ g 1 с:: | s "'s"'s1""' il ! g.!;. в! | [ -е- i о 1 с:: | 1е "' :ёt1!а. 81 | ||
с8::. | |||||||||||||
2400 | 51 | 56 | S. L | 795 | 1460 | 860 | 1570 | 925 | 1685 | 995 | 1810 | 1005 | 1945 |
1000 | 875 | 1605 | 940 | 1725 | 1015 | 1860 | 1090 | 2000 | 1170 | 2155 | |||
2000 | 960 | 1770 | 1035 | 1910 | 1115 | 2000 | 1200 | 2220 | 1290 | 2395 | |||
3000 | 1055 | 1960 | 114() | 2120 | 1230 | 2295 | 1325 | 2480 | 1425 | 2685 | |||
4()00 | 1165 | 2185 | 1260 | 2365 | 1355 | 2570 | 1465 | 2790 | 1575 | 3030 | |||
5000 | 1285 | 2445 | 1390 | 2660 | 1500 | 2895 | 1620 | 3160 | 1745 | 3455 | |||
6000 | 1425 | 2755 | 154() | 3015 | 1665 | 3300 | 1800 | 3620 | 1940 | 3990 | |||
7000 | 1580 | 314() | 1710 | 3450 | 1850 | 3805 | 2000 | 4220 | ... | ... | |||
8000 | 1755 | 3615 | 1905 | 4()15 | 2000 | 4480 | ... | --- | ... | ... | |||
Чтобы | определить взлётную дистанцию для б ометрической высоты | 2500 футов | при 20 | °С, 1_5-1230)/2,:=1173 ФУ[а . . | ,.:; . ... - | ||||||||
вычислите среднее арифметическое пробега | з мле в.л | _1я | с т | 20QO и~3_qo | 9фут - | (!! | |||||||
высотомера найдём значение 30.1 и прочитаем значе ние во втором столбце. Поправка равна -165. Таким об разом, из превышения аэродрома нужно вычесть 165 футов, что даёт нам значение 5718 футов. Далее, най дём на шкале температуры наружного воздуха (в ниж ней части диаграммы) заданное значение. Из точки на горизонтальной оси диаграммы, соответствующей 70 °F, проведём вертикальную прямую до пересечения с линией барометрической высоты 5718 футов (отсто ящей от линии 5000 примерно на 2/3 отрезка между нею и линией 6000). Проведём из точки пересечения горизонтальную прямую до касания с вертикальной осью диаграммы и прочтём приблизительное значение высоты по плотности. Высота по плотности приблизи тельно равна 7700 футов.
Таблицы взлётных параметров
Таблицы/диаграммы взлётных параметров по
Задача№l. Превышение аэродрома
Температура наружного
воздуха (ТНВ) Показания высотомера
5883 футов
70 °F
30,10 "Hg
зволяют пилоту рассчитать длину разбега перед взлётом с убранными закрылками или с закрылками в определённой конфигурации. Пилот также может оценить величину разбега для взлёта с убранными закрылками в сценарии преодоления препятствия высотой 50 футов, а также в том же сценарии, но с вы пущенными закрылками.
Таблицы/диаграммы взлётных параметров предо
Вначале определим величину поправки преобразо вания барометрической высоты. В столбце показаний
ставляются для различных значений веса ЛА, высоты, температуры, силы ветра и высоты препятствий.

13
12
11
10
9
8
7
6
5
4
3
2
У.м.
"[ '
-е-
о о о
.!'!..
:о,с
.о
"О) '
":s":
":s:'
\О":s':
ос:.
s
t;
о:,с
15
"с:'
о с:
u
5
:;;
а:]
высоту препятствия на одном графике. Вначале найдём правильное значение температуры на горизонтальной шкале в левом нижнем углу.
Проведём из точки, соответствующей 22 °С, вер тикальную прямую вверх до пересечения с кривой высоты 2000 футов. Из точки пересечения проведём горизонтальную прямую вправо до пересечения с пер вой граничной чертой. Правее граничной линии про должим проводить диагональную линию под углом, примерно равным углу наклона окружающих линий, до пересечения с координатной линией соответству ющего значения веса. Из точки пересечения проведём горизонтальную прямую вправо до пересечения со вто рой граничной чертой. И снова продолжим линию под углом до пересечения с координатной линией встреч ного ветра 6 узлов. Далее проведём горизонтальную прямую до пересечения с третьей граничной чертой. Из этой точки проведём две линии. Первая - гори зонтальная прямая, показывающая длину разбега по земле. Вторая - диагональная, до пересечения с ко ординатной линией соответствующей высоты пре пятствия. В нашем случае, высота препятствия равна
50 футам. Поэтому диагональная прямая должна пересечься с правой границей диаграммы. Таким об разом, получаем, что длина разбега по земле равна 600 футам, а суммарная дистанция для преодоления 50-футового препятствия равна 1200 футам. Для опре деления взлётной скорости в точке отрыва и над 50-фу товым препятствием, обратимся к таблице в верх ней части диаграммы. В нашем случае, при весе 2600 фунтов скорость в точке отрыва будет 63 узла, а над препятствием - 68 узлов.
f О) ""' 8 1 | !Ш!18" ig 8., 1 "1' :i; ""'" | |
28.0 | 1824 | |
28.1 | 1727 | |
28.2 | 1630 | |
28.3 | 1533 | |
28.4 | 1436 | |
28.5 | 1340 | |
28.6 | 1244 | |
28.7 | 1148 | |
28.8 | 1053 | |
28.9 | 957 | |
29.0 | 863 | |
29.1 | 768 | |
29.2 | 673 | |
29.3 | 579 | |
29.4 | 485 | |
29.5 | 392 | |
29.6 | 298 | |
29.7 | 205 | |
29.8 | 112 | |
29.9 | 20 | |
29.92 | о | |
30.0 | -73 | |
30.1 | -165 | |
30.2 | -257 | |
30.3 | -348 | |
30.4 | -440 | |
30.5 | -531 | |
-12° -7' -1' 4' .1.0° 1.6.° 2•1 ° 2•7' .3.2' 38° 111111 10· 20· за· 40° ♦ в♦о· щ в♦о· ♦·10◄0· 50· 90 Температура наружного воздуха | ||
30.6 | -622 | |
30.7 | -712 | |
30.8 | -803 |
С -18
![]()
F о·
Рис. 10-21. Диаграмма высотыпо плотности.
Задача№3.
Барометрическая высота
тнв
Взлётный вес
Скорость встречного ветра
3000футов 30 °С
2400фунтов 18узлов
Задача№2. Барометрическая высота
тнв
Взлётный вес
Скорость встречного ветра Высота препятствия
2000футов
22 °С
2600фунтов бузлов 50футов
Обратимся к таблице на рис. 10-23. Это пример та блицы длины разбега для аэродромов с коротким по лем. Вначале найдём в таблице раздел, соответству ющий заданному взлётному весу. Теперь начинаем считывать информацию по горизонтали слева направо. Скорость отрыва приведена во втором столбце. В тре тьем столбце выберем строку, соответствующую баро метрической высоте 3000 футов. Аккуратно двигаемся по этой строке направо, пока не дойдём до столбца,
Воспользуемся диаграммой на рис. 10-22. Эта диа грамма представляет собой пример комбинирован ного графика длины разбега. Она отображает баро метрическую высоту, температуру, вес, силу ветра и
соответствующего температуре 30 °С. Суммарная длина разбега по земле равна 1325 футов, а для пре одоления 50-футового препятствия понадобится дис танция длиной 2480 футов. Теперь необходимо учесть
66 | миль/час 76 | узлов 72 | 83 | Обеднённая для соотв. давления топлива |
64 | 74 | 70 | 81 | Убраны |
-40" -20·
Температура наружного воздуха

6,000
Вес, фунтов
Взлетная скорость
в точке отрыва на высоте 50 футов
Условия
Полный газ, 2600 об/мин
5,000
63 72
68
66
Шасси
Убрано лосле
начала набора высоты
4,000
3,000
2,000
1,000
с .40· -за· -20· -1о· о· 1о· 20· за· 40· 50·
2,800 2,600 2,400
2,200 О 10 20 30 О
о· ♦ •
♦ ♦ ♦ ♦
![]()
20· 40· 50· во· 1оо· 120 •
Вес (в фунтах) Составляющая ветра (в узлах)
Высота препяn;твия (в футах)
Рис. 10-22. График длины разбега.
влияние встречного ветра скоростью 18 узлов. В соот ветствии с примечанием 2, уменьшаем дистанцию на 10% для каждых 9 узлов встречного ветра. Поскольку скорость ветра 18 узлов, дистанцию нужно уменьшить на 20%. Вычисляем 20% от 1325 футов (1325 х 0,20 =
265) и вычитаем результат из длины разбега по земле (1325 - 265 = 1060). Те же операции производим для вычисления скорректированной дистанции для пре одоления препятствия. Итак, длина разбега по земле
составит 1060 футов, а суммарная дистанция для пре
требуемой высоты, и дистанции на местности, которая будет пройдена в процессе набора высоты. Для того, чтобы воспользоваться диаграммой, необходима ин формация об аэродроме вылета и крейсерской высоте. Используя рис. 10-24 и исходные данные, рассчитайте расход топлива, время и дистанцию набора высоты.
Задача№4. Барометрическая высота
одоления 50-футового препятствия -1984 фута.
Таблицы набора высоты и крейсерского режима
Данные таблицы набора высоты и крейсерского ре жима основываются на результатах тестовых полётов на ЛА того же типа. Эта информация чрезвычайно по
аэродрома вылета ТНВ аэродрома вылета
Барометрическая высота крейсерского режима Температура наружного воздуха крейсерского режима
6000футов
25°С
10000футов 10 °С
лезна при планировании маршрутного полёта, для прогнозирования лётных характеристик и расхода топлива. Производители предоставляют несколько та блиц/диаграмм для расчёта характеристик набора вы соты и крейсерского режима. Эти таблицы включают в себя все значимые параметры - от расхода топлива, времени и дистанции набора высоты до рекомендуе мых режимов работы двигателя и дальности полёта в крейсерском режиме.
Первая таблица, к которой следует обратиться при прогнозировании характеристик набора высоты - это диаграмма расхода топлива, времени и дистанции набора высоты. Она позволяет получить информа цию о количестве топлива, использованном при на боре высоты, времени, необходимого на достижении
Вначале определим параметры аэродрома вылета. Найдём значение ТНВ аэродрома вылета на горизон тальной шкале в нижней части левой диаграммы. Проведём из точки 25 °С вертикальную прямую вверх до пересечения с кривой, соответствующей бароме трической высоте 6000 футов. Из точки пересечения проведём горизонтальную прямую вправо так, чтобы она пересекла все три кривые: топлива, времени и дис танции. Проведём вертикальные прямые вниз из точек пересечения линий высоты и топлива, высоты и вре мени, высоты и дистанции. Пересечение этих прямых с горизонтальной осью координат даст нам следующие значения: 3,5 галлона топлива, 6,5 минут времени и 9 морских миль дистанции. Теперь повторим вышепе речисленные операции для определения крейсерской
![]()
![]()
Уёnовия: закрылки 10°, полный rаз перед отПусканиемтормозов, ровная ВПП с тв"ёрдым покрытием1 ветер отсутствует с, -- - | ВЗЛЁТНАЯ ДИСТАНЦИЯ МАКСИМАЛЬНЫЙ ВЕС 2400 ФУНТОВ - КОРОТКАЯ ВПП | - | - | -- | - | -,-, ' | ||||||||||
Вес, фунтов | Взлетная скорость, КИАС | § 15 m t! 1\ | о·с | 10·с | 2о·с | зо·с | 4о·с | |||||||||
Отрыв | Высота 50 футов | 1 "'m § [ :;;-е- 8. с: | ш _ i ;\ii:::ioi:; 'с5,, &o:: i.n 8. i::: о | g "ф "' m § :;;-е- 8. с: | s i. g g [ '5 & i::: о | 1 "' m § [ :;;-е- '8°. с: | g (t c::ii:::6 '?5§ &о:: 1.[') i::: о | 1 "' m § [ :;;-е- 8. с: | s ш .! ;сi::о JtL() §- о | g i m § [ { с: | i .! et-;55it J ц;§: о | |||||
2400 | 51 | 56 | S. L | 795 | 1460 | 860 | 1570 | 925 | 1685 | 995 | 1810 | 1065 | 1945 | |||
1000 | 875 | 1605 | 940 | 1725 | 1015 | 1860 | 1090 | 2000 | 1170 | 2155 | ||||||
2000 | 960 | 1ПО | 1035 | 1910 | 1115 | 2060 | 1200 | 2220 | 1290 | 2395 | ||||||
3000 | 1055 | 1960 | 1140 | 2120 | 1230 | 2295 | 1325 | 2480 | 1425 | 2685 | ||||||
4000 | 1165 | 2185 | 1260 | 2365 | 1355 | 2570 | 1465 | 2790 | 1575 | 3030 | ||||||
5000 | 1285 | 2445 | 1390 | 2660 | 1500 | 2895 | 1620 | 3160 | 1745 | 3455 | ||||||
6000 | 1425 | 2755 | 1540 | 3015 | 1665 | 3300 | 1800 | 3620 | 1940 | 3990 | ||||||
7000 | 1580 | 3140 | 1710 | 3450 | 1850 | 3805 | 2000 | 4220 | --- | --- | ||||||
8000 | 1755 | 3615 | 1905 | 4015 | 2060 | 4480 | --- | --- | --- | --- | ||||||
2200 | 49 | 54 | S. L | 650 | 1195 | 700 | 1280 | 750 | 1375 | 805 | 1470 | 865 | 1575 | |||
1000 | 710 | 1310 | 765 | 1405 | 765 | 1510 | 885 | 1615 | 950 | 1735 | ||||||
2000 | 780 | 1440 | 840 | 1545 | 840 | 1680 | 975 | 1785 | 1045 | 1915 | ||||||
3000 | 655 | 1585 | 925 | 1705 | 925 | 1835 | 1070 | 1975 | 1150 | 2130 | ||||||
4000 | 945 | 1750 | 1020 | 1890 | 1020 | 2040 | 1180 | 2200 | 1270 | 2375 | ||||||
5000 | 1040 | 1945 | 1125 | 2105 | 1125 | 2275 | 1305 | 2465 | 1405 | 2665 | ||||||
6000 | 1150 | 2170 | 1240 | 2355 | 1240 | 2555 | 1445 | 2П5 | 1555 | 3020 | ||||||
--- | ||||||||||||||||
7000 | 1270 | 2440 | 1375 | 2655 | 1375 | 2890 | 1605 | 3155 | 1730 | 3450 | ||||||
8000 | 1410 | 2760 | 1525 | 3015 | 1525 | 3305 | 1785 | 3630 | 1925 | 4005 | ||||||
2000 | 46 | 51 | S. L. | 525 | 970 | 565 | 1035 | 605 | 1110 | 650 | 1185 | 695 | 1265 | |||
1000 | 570 | 1060 | 615 | 1135 | 665 | 1215 | 710 | 1295 | 765 | 1385 | ||||||
2000 | 625 | 1160 | 675 | 1240 | 725 | 1330 | 780 | 1425 | 840 | 1525 | ||||||
3000 | 690 | 1270 | 740 | 1365 | 800 | 1465 | 860 | 1570 | 920 | 1685 | ||||||
4000 | 755 | 1400 | 815 | 1500 | 880 | 1615 | 945 | 1735 | 1015 | 1865 | ||||||
5000 | 830 | 1545 | 900 | 1660 | 970 | 1790 | 2145 | 1925 | 1120 | 2070 | ||||||
6000 | 920 | 1710 | 990 | 1845 | 1070 | 1990 | 2405 | 2145 | 1235 | 2315 | ||||||
7000 | 1015 | 1900 | 1095 | 2055 | 1180 | 2225 | 2715 | 2405 | 1370 | 2605 | ||||||
8000 | 1125 | 2125 | 1215 | 2305 | 1310 | 2500 | 1410 | 2715 | 1520 | 2950 | ||||||
Примечания: 1. Перед взлётомс ВПП с превышением аэродрома более 3000 футов обеднитьсмесь для получения максимальных оборотов на полном газе при стояночномпрогоне. 2. Уменьшитьдистанциюна 10%на каждые 9 узловвстречного ветра. Припопутном ветре выше 10 узловувеличитьдистанциюна 10% на каждые 2 узла. З. Привзлёте с ВППс травяным покрытием увеличитьдистанцию на 15% от значения пробега по земле. | ||||||||||||||||
Рис. 10-23.Длина разбега на аэродроме с коротким полем.
высоты. Получаем 6,5 галлона топлива, 11,5 минут вре мени, и 15 морских миль дистанции. Сопоставим полу ченные пары значений топлива, времени и дистанции и вычтем одно число пары из другой, например: 6,5 - 3,5 = 3 галлона топлива. Таким образом, для того, чтобы на брать высоту 10 тыс. футов, потребуется 3 галлона то плива и 5 минут времени. В ходе этого набора высоты будет пройдена дистанция на местности 6 морских миль. Помните: в соответствии с примечанием в
верхней части диаграммы, эти значения не учитывают ветер и предполагают использование максимальной продолжительной мощности двигателя.
В следующем примере рассматривается таблица то плива, времени и дистанции набора высоты. Будем применять тот же базовый подход, что и в предыдущем примере. Однако, при использовании таблицы вычис ления проводятся несколько иначе. Для решения за дачи обратимся к рис. 10-25.
-40· -зо· -20° -10· о· 10· 20· зо· 40·с
Температура наружного воздуха
о 10 20 30 40 50

Максимальная продолжительнаяскорость* Полный полётный вес 3600 фунтов Закрылки убраны
90 КИАС
P:t:;::!!:::::!:1::::!:::: П:!::::+ ?i:.;=::;;;ar r-r-r;,r-гm--тt-+-1Т-ТгrTTmmтrmnr:---'121100001мин.давл надцуэа.36(3-лоnаспюйвинт)
2575 об/мин, давл.надцув3а6 (2-лопастной винт}
Топливо, время и дистанция набора высоты
![]()
1
,;, (':::: i"- | Условия: Закрылки | убраны, | Шасси- | : _,,,_- - -- ;. - .. "f+/'J!;_*·{r<} - ; ,_ / " "'-' ;_:...(<,.,: •-.:, ·--, •. , ШТАТНЫЙ Н А ОРВЫ О! - :?,С '-, - ', ~_ - _ -- . : ;:; J::Щ:.:.;,.{t 0 ..,_,_ ,, .---1\ё": _ , '-,_, : ,:.;.' - - ,. J | ||||
убрано, 2500 об | мин, | Давление | зо• | |||||
Hg 110 КИАС, Расход топлива 120. фунтов/час, Створки к потаотк | ||||||||
Te | iepa | тypa стандар | тн: '-- ,,.,,.,-::, | |||||
Вес, фунтов | i- ."s.' .>.-. .. -в-- :1, .. о>- ""'оu LO | е- о = :I! g сg_ -.е.-. (,) | С уровняморя | |||||
Отрыв | Расход топлива, фунтов | Дистанция, морск. миль | ||||||
4000 | S. L. | 605 | о | о | о | |||
4000 | 570 | 7 | 14 | 13 | ||||
8000 | 530 | 14 | 28 | 27 | ||||
12000 | 485 | 22 | 44 | 43 | ||||
16000 | 430 | 31 | 62 | 63 | ||||
20000 | 365 | 41 | 82 | 87 | ||||
3700 | Уровень моря | 700 | о | о | о | |||
4000 | 685 | 6 | 12 | 11 | ||||
8000 | 625 | 12 | 24 | 23 | ||||
12000 | 580 | 19 | 37 | 37 | ||||
16000 | 525 | 26 | 52 | 53 | ||||
20000 | 460 | 34 | 68 | 72 | ||||
Уровень моря | 810 | о | о | о | ||||
4000 | П5 | 5 | 10 | 9 | ||||
3400 | 8000 | 735 | 10 | 21 | 20 | |||
12000 | 690 | 16 | 32 | 31 | ||||
16000 | 635 | 22 | 44 | 45 | ||||
20000 | 565 | 29 | 57 | 61 | ||||
Примечания 1. Добавить 16 фунтовтоплива на запуск двигателя, руление и ожидание разрешения на взлёт. 2. Увеличить время, расход топливаи дистанцию на 10%на каждые 7"С превышения над стандартнойтемпературой. 3. Дистанцииуказаныдля нулевой скоростиветра. | ||||||||
Рис. 10-24. Диаграмма «топливо-время -дистанция набора высоты».
![]()
- /
![]()
![]()
Задача№S. Барометрическая высота
аэродрома вылета ТНВ аэродрома вылета
Крейсерская барометрическая высота
Взлётный вес
уровень моря
22 °С
8000футов 3400фунтов
Для начала найдём в первом столбце таблицы за данный вес 3400 фунтов. Перейдём правее, в столбец барометрической высоты, и найдём значение высоты уровня моря (S.L., sea level). В строке уровня моря зна чения всех ячеек (кроме скороподъёмности) нулевые. Далее, читаем значения ячеек строки, соответствую щей крейсерской высоте 8000 футов. Обычно, пилот вычитает значения, находящиеся в одном и том же столбце, одно из другого. Но, поскольку в нашем случае на уровне моря все значения равны нулю, получаем, что время, необходимое для набора высоты с уровня моря до 8000 футов, равно 10 минутам. Также полу чаем, что на это будет израсходован 21 фунт топлива, а пройдённая дистанция на местности составит 20 мор ских миль. Однако, температура равна 22 °С, что на 7°
выше стандартной температуры 15 °с. В разделе при
мечаний таблицы указано, что полученные значения должны быть увеличены на 10% на каждые 7 °С пре вышения над стандартной температурой. Умножаем полученные значения на 10% или 0,1 (10 х 0,1 = 1;
1 + 10 = 11 мин). С учётом дополнительных 10%, окон
чательные результаты будут следующими: 11 минут,
Рис. 10-25. Таблица «топливо-время-дистанция-скороподъёмность».
}:-"·
g :;::;;:jд;;:_ ; :1:; ; . ; | ;;i_{[i; | |||||||
">-' 8 а, | s % iо | ,о. ,о. :о:. "'- | { s,". ,cа.,.S | ! "" | 38 галл. (без резерва) | 48 галл. (без резерва) | ||
1""r7"o с: | ! оU "А % s а@:, .§1: | о""r-"o g' с: | ! U А о1% s" | |||||
2500 | 2700 | 86 | 134 | 9.7 | 3.9 | 525 | 4.9 | 660 |
2600 | 79 | 129 | 8.6 | 4.4 | 570 | 5.6 | 720 | |
2500 | 72 | 123 | 7.8 | 4.9 | 600 | 6.2 | 760 | |
2400 | 65 | 117 | 7.2 | 5.3 | 620 | 6.7 | 780 | |
2300 | 58 | 111 | 6.7 | 5.7 | 630 | 7.2 | 795 | |
2200 | 52 | 103 | 6.3 | 6.1 | 625 | 7.7 | 790 | |
5000 | 2700 | 82 | 134 | 9.0 | 4.2 | 565 | 5.3 | 710 |
2600 | 75 | 128 | 8.1 | 2.7 | 600 | 5.9 | 760 | |
2500 | 68 | 122 | 7.4 | 5.1 | 625 | 6.4 | 790 | |
2400 | 61 | 116 | 6.9 | 5.5 | 635 | 6.9 | 805 | |
2300 | 55 | 108 | 6.5 | 5.9 | 635 | 7.4 | 805 | |
2200 | 49 | 100 | 6.0 | 6.3 | 630 | 7.9 | 795 | |
7500 | 2700 | 78 | 133 | 8.4 | 4.5 | 600 | 5.7 | 755 |
2600 | 71 | 127 | 7.7 | 4.9 | 625 | 6.2 | 790 | |
2500 | 64 | 121 | 7.1 | 5.3 | 645 | 6.7 | 810 | |
2400 | 58 | 113 | 6.7 | 5.7 | 645 | 7.2 | 820 | |
2300 | 52 | 105 | 6.2 | 6.1 | 640 | 7.7 | 810 | |
10000 | 2650 | 70 | 129 | 7.6 | 5.0 | 640 | 6.3 | 810 |
2600 | 67 | 125 | 7.3 | 5.2 | 650 | 6.5 | 820 | |
2500 | 61 | 118 | 6.9 | 5.5 | 655 | 7.0 | 830 | |
2400 | 55 | 110 | 6.4 | 5.9 | 650 | 7.5 | 825 | |
2300 | 49 | 100 | 6.0 | 6.3 | 635 | в.о | 800 | |
Примечание:максимальная крейсерская мощность составляет 75%от ном11нальной. | ||||||||
23,1 фунта топлива и 22 морские мили. Заметьте, что расход топлива в данном случае измеряется в фунтах, а не галлонах. Галлон авиационного топлива весит 6
фунтов, так что 23,1 фунта соответствуют 3,85 галло нам топлива (23,1 -с- 6 = 3,85).
Следующий пример - таблица параметров крейсер ского режима и дальности. Эта таблица позволяет по лучить значения ИВС, продолжительности полёта в ча сах и дальности в милях для конкретной конфигурации крейсерского режима. Используя рис. 10-26, определим параметры крейсерского режима и дальности при за данных условиях.
Задача№6.
Барометрическая высота Частота вращения двигателя Запас топлива
5000футов 2400 об/мин
38 галлонов
Находим значение барометрической высоты 5000 фу тов в первом столбце таблицы. Далее, во второй колонке находим скорректированное значение частоты враще ния двигателя 2400 об/мин. Двигаясь по соответствую щей строке, определяем, что ИВС равно 116 миль/час, а скорость сгорания топлива 6,9 галлонов/час. В данном примере ЛА имеет запас топлива 38 галлонов. Значения в этом столбце: продолжительность полёта 5,5 часов, дальность - 635 миль.
Таблицы параметров крейсерского режима работы двигателя полезны при планировании маршрутных по лётов. Таблица позволяет получить правильные уста новки мощности крейсерского режима, а также расход топлива и скоростные параметры при заданной высоте и воздушной скорости.
Задача№7.
Рис. 10-26. Таблица дальности и крейсерских параметров.
Барометрическая высота крейсерского режима
тнв
6000футов на 36 °F
выше стандартной
Другой способ получения информации о параме трах крейсерского режима - диаграмма «мощность рабочая смесь-дальность». Эта диаграмма позволяет получить значения наибольшей дальности при за данных параметрах мощности и высоте. Используя
Для решения этой задачи воспользуемся рис. 10-27. Сначала в левом столбце таблицы находим значение барометрической высоты 6000 футов. Двигаясь по этой строчке слева направо, доходим до блока столбцов, соответствующих температуре ISA + 20 °С (+ 36 °F). При барометрической высоте 6000 футов частота вра щения двигателя 2450 об/мин позволит сохранить продолжительную мощность 65% от номинала при давлении 21,0 "Hg. При этом расход топлива соста вит 11,5 галлонов/час, а воздушная скорость будет равна 161 узлу.
рис. 10-28, определим дальность при мощности 65% от номинальной (с резервом топлива и без него) в задан ных условиях.
Вначале найдём на вертикальной оси графика точку, соответствующую барометрической высоте 5000 футов и стандартной температуре. Проведём из этой точки го ризонтальную прямую до пересечения с линиями 65% ной мощности с резервом топлива и без него. Из точек пересечения проведём вертикальные прямые вниз до горизонтальной оси диаграммы. На 65%-ной мощно сти (с резервом) дальность составит приблизительно

"" оа. L"O' | мед-20· с (-36" F) | Стандартный день (Мед) | МСА +20' С (+36° F) | |||||||||||||||||||||
тнв | " ао. g о | > i" g | Расход топлива | иве | тнв | s ::', g:s. о | ">' i" g | Расход топлива | иве | тнв | s ::', :s. о 'о"' | "' % g t":'t | Расход топлива | иве | ||||||||||
'F | ·с | об/ мин | "HG | . ."Q. -& | { § е | а!! | 1 " | 'F | ·с | об/ мин | "HG | . ."Q. -& | -a,;J_ е | aJ 1 | 'F | ·с | об/ мин | "HG | '1":j ".; t -& | !е | " | -:;,- " | ||
У. м. | 27 | .3 | 2450 | 20.7 | 6.6 | 11.5 | 147 | 169 | 63 | 17 | 2450 | 21.2 | 6.6 | 11.5 | 150 | 173 | 99 | 37 | 2450 | 21.8 | 6.6 | 11.5 | 153 | 176 |
2000 | 19 | .7 | 2450 | 20.4 | 6.6 | 11.5 | 149 | 171 | 55 | 13 | 2450 | 21.0 | 6.6 | 11.5 | 153 | 176 | 91 | 33 | 2450 | 21.5 | 6.6 | 11.5 | 156 | 180 |
4000 | 12 | -11 | 2450 | 20.1 | 6.6 | 11.5 | 152 | 175 | 48 | 2450 | 20.7 | 6.6 | 11.5 | 156 | 180 | 84 | 29 | 2450 | 21.3 | 6.6 | 11.5 | 159 | 183 | |
6000 | -15 | 2450 | 19.8 | 6.6 | 11.5 | 155 | 178 | 41 | 2450 | 20.4 | 6.6 | 11.5 | 158 | 182 | 79 | 26 | 2450 | 21.0 | 6.6 | 11.5 | 161 | 185 | ||
8000 | ·2 | ·19 | 2450 | 19.5 | 6.6 | 11.5 | 157 | 181 | 36 | 2450 | 20.2 | 6.6 | 11.5 | 161 | 185 | 72 | 22 | 2450 | 20.8 | 6.6 | 11.5 | 164 | 189 | |
10000 | ·8 | -22 | 2450 | 19.2 | 6.6 | 11.5 | 160 | 184 | 28 | ·2 | 2450 | 19.9 | 6.6 | 11.5 | 163 | 188 | 64 | 18 | 2450 | 20.3 | 6.5 | 11.4 | 166 | 191 |
12000 | -15 | -26 | 2450 | 18.8 | 6.4 | 11.3 | 162 | 186 | 21 | -6 | 2450 | 18.8 | 6.1 | 10.9 | 163 | 188 | 57 | 14 | 2450 | 18.8 | 5.9 | 10.6 | 163 | 188 |
14000 | -22 | -30 | 2450 | 17.4 | 5.8 | 10.5 | 159 | 183 | 14 | -10 | 2450 | 17.4 | 5.6 | 10.1 | 160 | 184 | 50 | 10 | 2450 | 17.4 | 5.4 | 9.8 | 160 | 184 |
16000 | -29 | .34 | 2450 | 16.1 | 5.3 | 9.7 | 156 | 180 | 7 | -14 | 2450 | 16.1 | 5.1 | 9.4 | 156 | 180 | 43 | 2450 | 16.1 | 4.9 | 9.1 | 155 | 178 | |
Рис. 10-27. Параметрыкрейсерской мощности.

522 мили. На такой же мощности (но без резерва) даль ность будет равна 581 миле.
Последняя из рассматриваемых крейсерских диа
грамм - диаграмма крейсерских параметров. Эта диа грамма позволяет получить значения иве на основе
высоты, температуры и мощности двигателя. Используя рис. 10-29, определим иве на основе за
данной информации.
Задача№9.
тнв
Барометрическая высота
Мощность двигателя
Колёсные зализы
16 °С
6000футов
65%,
оптимальная мощность
не установлены
450 500 550 600 500 550 600 650
I
Дальность (в морских милях)
g
Е (включая дистанции набора высоты и снижения)
Условия | |
Смесь | Обеднённая согласно разделу 4 |
Вес | 2300 фунтов |
Крылья | нет |
Топливо | 48 галлонов доступно |
Шасси | Зализы установлены |
Крейс. режим | Средний |
§ 1
Вначале найдём на горизонтальной оси левой части диаграммы точку, соответствующую заданной ТНВ. Проведём из неё вертикальную прямую до пересече ния с линией барометрической высоты 6000 футов. Из точки пересечения проведём горизонтальную пря
мую до пересечения с линией «мощность 65%». Это
i!I "
![]()
5'
[
1
![]()
i
8. 1
Примечания
Прибавить 0,6 морских ,тльна КЭ)IЩЫЙ градус Цельсия превышения над стандартной
сплошная линия (пунктирная линия соответствует наибольшей экономичности). Из точки пересечения проведём вертикальную прямую вниз до пересечения
темперзтур:)Й. Вычесть 1морскую милю на каждый гр3дУС Цельсия ниже сrандарпюй темпераrуры.
Рис. 10-28. Диаграмма «мощность-рабочая смесь-дальность».
3600 фунтов (оолн.rюлёт.) | ||
Смесь обеднена j]I) ПИКОВОЙ T·pbl выхп. газов ню· | ||
Минимальный СМесь обедненаJJР пикооой т-ры раа<ад выхп.газов.макс. JJPП. т-ра выхп.газов 1650' | ||
Шосси Запизы усmновлены | ||

-----,-,..,..,-,.. ,......,,...,..,_ ,...-,-н,--.;.,-н +'-+-'-Ч-,-+-,-,.н
-40° -30' -20' -1О' 0° 10° 20° 30° 40°
Темперюура наружного воздуха ('С)
Рис. 10-29. Диаграмма крейсерских параметров.
100 120 140 160 180 200
![]()
Исmнная воздушная скоростъ (в узлах)
![]()
с горизонтальной осью диаграммы. ИВС при 65%-ной оптимальной мощности будет равна 140 узлов. Однако, необходимо вычесть из этого значения 8 узлов, по скольку на ЛА отсутствуют колёсные зализы. Об этом сказано в примечаниях к диаграмме.
Окончательное значение ИВС - 132 узла.
Диаграмма встречной и попутной составляющих ветра
Перед сертификацией каждый ЛА проходит проце дуру тестирования в соответствии с требованиями Федерального управления гражданской авиации США (FAA). ЛА тестируется пилотом со средними лётными навыками при перпендикулярном боковом ветре ско ростью до 0,2 V50 (20% скорости сваливания ЛА), с вы ключенным двигателем и выпущенными шасси и за крылками. Это означает, что если скорость сваливания ЛА 80 км/ч, он должен быть в состоянии совершить по садку при перпендикулярном боковом ветре скоростью 16 км/ч. Величина максимально допустимой боковой составляющей ветра приведена в РЛЭ/ЭСП. Диаграмма боковой и встречной составляющих ветра позволяют определить значения этих параметров для ветра с за данными направлением и скоростью.
направление ветра 140°. Получаем угловую разность (или угол ветра) 30°. Теперь находим на диаграмме линию, соответствующую угловой разности 30° и от мечаем на ней точку, соответствующую скорости 25 узлов. Из этой точки проводим вертикальную и гори зонтальную прямые до пересечения с горизонтальной и вертикальной осями диаграммы соответственно. Получаем, что встречная составляющая ветра имеет величину 22 узла, а боковая - 13 узлов. Эта информа ция крайне важна при взлёте и посадке по следующим причинам. Прежде всего, она позволяет выбрать подхо дящую ВПП (если на аэродроме их несколько); помимо этого, благодаря её можно предотвратить выход за пре делы эксплуатационных ограничений ЛА.

50 -r-ffi l;t!::,·
40-r,--t-t-.la;:!:tl
30 ;-.,._,/;;;!;;l'::t/-'-+f·H'W' '-:-r"-.
2'0
30
70
"'
;
а;
:,:
as
Задача№lО.
впп
Ветер
17
140°, 25 узлов
Для решения задачи обратимся к рис. 10-30. Вначале определим угол между ВПП и направлением ветра. Известно, что «ВПП 17» означает, что она располо жена под углом 170°. Вычитаем из этого значения
Боковая составляющая
Рис. 10-30. Диаграмма боковой составляющей ветра.
![]()
![]()

Условия: Закрылки выпущены на 40 , двигатель-выключен, ВПП с твёрдым покрытием, ветер отсутствует.
Задача№ll.
<S ,,. ,s ""='',":"s.: =:,; "' ш S....: о" = ,".,"_,:': : "''-' ",s -& "о" ... =:,; о. "' о "' о (",)" g ,":: 1600 60 | На уровне моря, 59 'F - ф а "" "' о §- " =о ё ф со. ; 445 1075 | На высоте 2500 футов, 59 "F - ф g" s о 8- 1" §- с "8' °' 470 1135 | На высоте 5000 футов, 41"F ф g" s фо " g §" §- =о. ё ф с . о "'°' 495 1195 | На высоте 7500 футов, 32 "F - ф "g s " о " " 1 о =о. "'>;-' ф о Е' >- с 520 1255 |
Примечания: 1. Уменьшить полученную дистанцию на 10% для каждых 4 узлов встречного ветра. 2. Увеличитьполученную д11станцию на 10% для каждых 60. F превышения температуры над стандартной. 3. При посадке на сухую ВПП с травяным покрытием увеличить дистанцию (как пробега по земле, таки общую для преодоления 50•футовоrо препятствия) на 20% значения общей дистанции для преодоления50-футовоrопрепятствия. | ||||
Барометрическая высота
тнв
1250футов стандартная
Рис. 10-31. Таблицапосадочнойдистанции.
Посадочные таблицы
На посадочные характеристики ЛА оказывают влияние примерно те же факторы, что и на взлётные. При их определении необходимо сделать поправку на высоту по плотности, вес ЛА и силу встречного ветра. Как и в таблицах взлётных параметров, данные посадочной дистанции приводятся как для посадки в нормальных условиях, так и посадки с преодолением 50-футового препятствия. Как и в предыдущих примерах, перед
Для решения задачи воспользуемся таблицей на рис. 10-31. В настоящем примере используется та блица посадочных дистанций. Обратите внимание на то, что высота 1250 футов в приведенной таблице от сутствует. В таком случае для точного определения по садочной дистанции нам будет необходимо провести интерполяцию. Барометрическая высота 1250 футов находится посередине между высотами уровня моря и 2500 футов. Вначале находим столбцы уровня моря и высоты 2500 футов. Суммируем значения дистан ций для уровня моря (1075 футов) и высоты 2500 фу тов (1135 футов). Разделив полученную сумму на два (вычислив среднее арифметическое двух величин), получаем дистанцию для высоты 1250 футов. Полная посадочная дистанция с преодолением 50-футового препятствия равна 1105 футам. Для определения не обходимой дистанции пробега по земле повторим этот процесс ещё раз. Дистанция пробега по земле равна 457,5 фута.
Задача№12.
использованием таблицы необходимо внимательно ознакомиться с заданными условиями. При расчёте по садочной дистанции нельзя забывать, что посадочный вес всегда отличается от взлётного. Необходимо пере считать значение веса ЛА с учётом веса топлива, израс ходованного во время полёта.
тнв
Барометрическая высота Посадочный вес Встречный ветер
Высота препятствия
57°F
4000футов 2400фунтов 6узлов 50футов

3,500
Вес | Снижендля обеспечения посадочной прямой 900 футов |
Зак ылки | Убраны |
Шасси |
3,000
Убрано Твёрдоепокрытие,
овная сухая поверхность
2,500
2,000
1,500
![]()
![]()
-20· -10·
Т.е,мпературанаружного воздуха
о· 10· 20·
за· 50"
40·
2,800
о· 20· 40'
♦ ♦ ♦ ♦ ♦ ♦
60" во· 100·
120 •
с -40' -за·
F -40' -20'
Рис. 10-32. Диаграммапосадочной дистанции.
2,600 2,400 2,200 о 10 20 30 о 50
Вес (в фунтах) Составляющая ветра Высота
(в узлах) препятствия (в футах)
500
Используя заданные значения и рис. 10-32, опреде лим посадочную дистанцию ЛА. Эта диаграмма пред ставляет собой пример объединённой диаграммы по садочной дистанции. Она позволяет учесть поправки на температуру, вес, встречный и попутный ветер, а также препятствия различной высоты. Начнём с того, что найдём на горизонтальной шкале в левой нижней
Задача№13.
Режим работы двигателя Закрылки
Шасси Крен
выключен выпущены выпущено 45°
части диаграммы заданное значение ТНВ. Проведём из этой точки вертикальную прямую вверх до пере сечения с линией заданной барометрической высоты 4000 футов. Из точки пересечения проведём горизон тальную прямую вправо до пересечения с первой гра ничной линией. Продолжим прямую по диагонали под углом, соответствующим углу наклона приведённых на диаграмме линий, пока не достигнем заданного значения посадочного веса. Из этой точки (соответ ствующей значению 2400 фунтов на горизонтальной оси диаграммы) продолжим прямую горизонтально до пересечения со второй граничной линией. Ещё раз проведём диагональную прямую до заданного значе ния силы ветра, а затем горизонтальную прямую - до пересечения с третьей граничной линией.
Из этой точки проведём прямые в двух направле ниях: одну горизонтально - для определения дис танции пробега по земле, другую по диагонали - для скорректированной дистанции преодоления препят ствия. Получаем следующие значения: общая дистан ция пробега по земле - 900 футов, общая дистанция преодоления 50-футового препятствия - 1300 футов.
Таблицы скорости сваливания

Вкл.
Двигатель
Выкл.
88
76
106
92
Вкл.
Двигатель
Выкл.
76
66
93
81
Таблицы скорости сваливания предназначены для определения скорости, на которой ЛА в заданной кон фигурации войдёт в режим сваливания на крыло. Эти таблицы обычно учитывают угол крена и положение шасси, закрылков и дроссельной заслонки. Используя заданные значения и рис. 10-33, определим скорость сваливания ЛА.
Вначале определим область таблицы, которая соот ветствует заданной конфигурации закрылков и шасси. Поскольку закрылки и шасси выпущены, необходимо использовать нижнюю половину таблицы. Теперь вы бираем строку, соответствующую режиму с выключен ным двигателем. Далее, находим столбец, соответству ющий заданному углу крена 45°. Скорость сваливания равна 78 миль/час или 68 узлов.
Таблицы/диаграммы лётно-технических характери стик обеспечивают пилота очень ценной информацией. Используя все возможности эксплуатационных таблиц, пилот может прогнозировать лётные параметры ЛА в широком диапазоне условий, что даёт возможность более точного планирования полёта. Кодекс федераль ных нормативных документов США (CFR) определяет, что перед полётом пилот должен быть ознакомлен со всей доступной полётной информацией. Наличие у пи лота всей доступной эксплуатационной информации существенно повышает безопасность полёта.
Характеристики самолётов транспортной категории
Самолёты транспортной категории сертифицируются согласно разделу 14 Кодекса федеральных норматив ных документов (14 CFR), части 25 и 29. Стандарты сертификации лётной годности частей 25 и 29 требуют для таких самолётов проверки лётно-технических ха рактеристик и гарантии соблюдения установленных границ безопасности, вне зависимости от конкрет ных эксплуатационных норм, согласно которым они используются.
миль/час узлов | 62 54 | 67 58 | 74 64 | |
миль/час | 75 | 81 | 89 | |
узлов | 65 | 70 | п | |
Шасси и закрылки убраны | ||||
миль/час узлов | 54 47 | 58 50 | 64 56 | |
миль/час | 66 | 71 | 78 | |
узлов | 57 | 62 | 68 |
Рис. 10-33. Таблица скорости сваливания.
Основные различия требований к ЛТХ самолётов транспортной и нетранспортной категорий:
Полная считываемость температуры: все эксплу атационные таблицы для ЛА транспортной кате гории требуют, чтобы параметры взлёта и набора высоты рассчитывались только с учётом предпола гаемых температурных условий.
Характеристики набора высоты выража- ются в процентах от градиента набора вы соты: для ЛА транспортной категории интен сивность набора высоты рассчитывается как процентная доля градиента набора высоты, а не как скороподъёмность (в футах/мин). Такой спо соб гораздо удобнее для отражения характеристик режима набора высоты, поскольку при преодоле нии препятствий важнейшим параметром оказы вается именно угол кабрирования ЛА, а не прой дённая дистанция.
2
Изменения в методике отрыва от земли: методика отрыва от земли для ЛА транспортной категории разрешает достижение скорости V (скорости от рыва) уже после того, как ЛА поднялся в воздух. Это становится возможным благодаря тому, что двигатели транспортных ЛА обладают превосход ными характеристиками приёмистости и надёж ности, а также вследствие большого запаса мощно сти у этих двигателей.
Эксплуатационные требования применимы к ЛА всех типов: все ЛА, сертифицированные FAA в транспортной категории, вне зависимости от раз мера, должны эксплуатироваться согласно единым эксплуатационным требованиям. Это применя ется к ЛА как коммерческого, так и некоммерче ского назначения.
Эксплуатационные требования
Планирование взлёта
Ниже приведены виды скоростей, которые определяют взлётные характеристики ЛА транспортной категории. Экипаж ЛА должен быть детально знаком со всеми пе речисленными видами скоростей и их применением при планировании взлета.
5
V - скорость сваливания или минимальная ско рость установившегося полёта, при которой ЛА со храняет управляемость.
Vmcg - минимальная эволютивная скорость на земле: минимальная скорость, при которой ЛА поддаётся путевому управлению во время разбега с одним неработающим двигателем (критическим двигателем для двухмоторных ЛА), другим(и) двигателем(ями) во взлётном режиме и при усло вии, что путевая управляемость обеспечивается только аэродинамическими органами управ ления (с неработающей тягой передней стойки шасси). Эта скорость должна быть меньше, чем V1 (см. ниже).
Vm,. - минимальная эволютивная скорость в воз
духе: минимальная индикаторная воздушная скорость, при которой ЛА поддаётся путевому управлению в полёте с одним неработающим дви гателем (критическим двигателем для двухмотор ных ЛА), другим(и) двигателем(ями) во взлётном режиме и максимальным креном 5° в сторону работающего(их) двигателя(ей).
1
V - скорость принятия решения при отказе дви гателя при разбеге. Отказ двигателя при скорости ниже этого значения должен привести к прекраще нию взлёта; при скорости выше этого значения - разбег может быть продолжен.
1
VR - скорость отрыва носового колеса: скорость, при которой в процессе разбега перед взлётом носовое колесо ЛА отрывается от земли. Этот по
Эксплуатационные требования к ЛА транспортной ка
казатель должен быть выше V
и не менее чем в
тегории включают в себя следующие параметры:
Взлёт
Скорости отрыва
Необходимая длина разбега
Необходимый угол набора высоты
Требования к преодолению препятствий
Посадка
Посадочные скорости
Необходимая дистанция послепосадочного пробега
Необходимый угол снижения
1,05 раза выше, чем Vмс· При отказе двигателя эта скорость должна обеспечивать ускорение до зна чения V (см.ниже) при высоте 35 футов (10,7 м) в конце ВПП.
2
VLOF - скорость отрыва: скорость, при которой ЛА полностью отрывается от земли.
V2 - безопасная взлётная скорость, которая должна достигаться на высоте 35 футов (10,7 м) в
конце необходимой дистанции разбега. Это оп тимальная скорость набора высоты для ЛА с од ним неработающим двигателем, и её необходимо удерживать до преодоления всех взлётных препят ствий либо до достижения высоты не менее 400 фу тов (122 м) над землёй.
VFs - максимальная вертикальная скорость при
одном неработающем двигателе, в конфигурации с убранной механизацией и в режиме максималь ной продолжительной мощности двигателя.
Значения всех вышеперечисленных видов скоростей необходимо строго соблюдать при каж дом взлёте. Значения скоростей V1, VR, V2 и VFs
должны размещаться на видном месте в кабине
пилотов, в качестве справочной информации во время взлёта.

Взn:ё:rmnpи::rrd
Ускорениесо всемидвигателями
Уско ние с одним двигателем

Ускорение со всемидвигателями
Дистанцияостановки
Взлётные скорости зависят от веса ЛА. Перед рас чётом взлётных скоростей, пилот должен определить максимально допустимый взлётный вес. Его величина
ограничиваются трёмя факторами: параметрами раз бега, параметрами набора высоты и параметрами пре одоления препятствий.
Параметрыразбега
На параметры разбега влияют:
барометрическая высота;
температура;
встречная составляющая ветра;
градиент или уклон ВПП;
весЛА.
" | Взлётнаядистанциясо всемиnвигателямиnovгла 35· _. | 1 • | 15%запас |
Длинавзлёrnогополясо всеми двигателями | |||

115%,наявзлётна1J
1
Рис. 10-34. Минимально необходимая дистанция разбега.
Полный полётныйвес приотпускании тормозов | Температура | Барометрическаявысота1 футов | Попутный ветер, узлов | |||||||
"F | ·с | Уровень моря (V,) | 1000(V,) | 2000 (V,) | 3000 (V,) | 4000 (V,) | 5000 (V,) | 6000 (V,) | ||
19 612 v, = 126 v, = 134 | 30 | -1,1 | 47(121) | 48(121) | 50 (120) | 53(121) | 57(122) | 62 (123) | 70(123) | |
50 | 10 | 48(121) | 51 (121) | 55(121) | 60 (122) | 63 (123) | 69 (124) | 77(125) | ||
70 | 21 | 53(122) | 56(122) | 60(123) | 65(124) | 70(125) | 77(125) | 85(126) | ||
90 | 32 | 58(123) | 62 (124) | 68(124) | 73(125) | 78(126) | 85 (127) | 95(129) | ||
30 | -1.1 | 43(121) | 43(121) | 45(120) | 48 (121) | 52(122) | 56 (123) | 64 (123) | 20 | |
50 | 10 | 43(121) | 46(121) | 50(122) | 55(122) | 57(123) | 63(124) | 70 (125) | ||
70 | 21 | 48(122) | 51 (122) | 55(123) | 59(124) | 63(125) | 70(125) | 77(126) | ||
90 | 32 | 53(123) | 57 (124) | 62 (124) | 66 (125) | 71 (126) | 77(127) | 85(129) | ||
19000 V,= 124 v,= 131 | 30 | -1.1 | 45(118) | 45 (118) | 47(117) | 50(118) | 54 (119) | 59 (120) | 66 (120) | |
50 | 10 | 46 (118) | 48 (118) | 51 (118) | 56(119) | 59(120) | 65 (121) | 73(121) | ||
70 | 21 | 50 (118) | 53 (119) | 57 (120) | 66(121) | 66(121) | 72 (122) | 80 (123) | ||
90 | 32 | 55 (120) | 59 (121) | 64{121) | 73(122) | 73(123) | 80(124) | 90 (124) | ||
30 | -1.1 | 40(118) | 41 (118) | 43(117) | 45(118) | 49 (119) | 54(120) | 60(120) | 20 | |
50 | 10 | 42 (118) | 44(118) | 46(118) | 51 (119) | 54(120) | 59(121) | 66(121) | ||
70 | 21 | 45(118) | 48 (119) | 52(120) | 56(121) | 60(121) | 65(122) | 72 (123) | ||
90 | 32 | 50(120) | 54(121) | 58(121) | 63(122) | 66(123) | 73(124) | 81 (124) | ||
18 ООО V,= 119 v,= 121 | 30 | -1.1 | 40(114) | 41(114) | 42(113) | 45(113) | 49 (114) | 53(115) | 60(115) | |
50 | 10 | 41 (115) | 43(114) | 46 (114) | 50(115) | 53(115) | 59 (116) | 66(117) | ||
70 | 21 | 45(114) | 48 (115) | 51 (115) | 56 (116) | 59(116) | 65(116) | 72 (117) | ||
90 | 32 | 50(115) | 53(116) | 58 (116) | 62 (117) | 66(118) | 73 (118) | 80(119) | ||
30 | -1.1 | 36(114) | 37(114) | 38 (113) | 41 (113) | 45(114) | 48(115) | 54(115) | 20 | |
50 | 10 | 37(115) | 39(114) | 42 (114) | 46(115) | 48(115) | 54 (116) | 60 (117) | ||
70 | 21 | 41 (114) | 44(115) | 46 (115) | 51 (116) | 56 (116) | 59 (116) | 65(117) | ||
90 | 32 | 46(115) | 48(116) | 53(116) | 56 (117) | 60(118) | 66(118) | 73(119) | ||
17 ООО v,= 115 v, = 124 | 30 | -1.1 | 36 (108) | 37(108) | 38(107) | 40(108) | 44(109) | 48 (110) | 53(111) | |
50 | 10 | 37(110) | 39(108) | 41 (109) | 45(110) | 48(110) | 53(111) | 59(112) | ||
70 | 21 | 40(108) | 43 (110) | 46(111) | 50(111) | 53(112) | 58(111) | 65 (113) | ||
90 | 32 | 45(111) | 46(112) | 52 (112) | 56 (113) | 59(114) | 65(114) | 72 (114) | ||
30 | -1.1 | 32(108) | 33(108) | 34(107) | 36 (108) | 40 (109) | 44(110) | 48 (111) | 20 | |
50 | 10 | 34 (110) | 35(108) | 37(109) | 41 (110) | 44(110) | 48 (111) | 54 (112) | ||
70 | 21 | 36 (108) | 39(110) | 42 (111) | 45(111) | 48(112) | 53(111) | 59 (113) | ||
90 | 32 | 41 (111) | 44(112) | 47(112) | 51 (113) | 54 (114) | 59(114) | 65(114) | ||
16000 v,= 111 V2= 120 | 30 | -1.1 | 32(104) | 33 (103) | 34{103) | 36(103) | 39 (105) | 43(106) | 48(106) | |
50 | 10 | 34(105) | 35(103) | 37 (104) | 41 (105) | 43(106) | 47(107) | 53(107) | ||
70 | 21 | 36 (104) | 38 (105) | 41 (105) | 45(106) | 48(107) | 52 (107) | 58 (108) | ||
90 | 32 | 41 (106) | 43(107) | 46 (107) | 50(108) | 53(108) | 58(109) | 64(110) | ||
30 | -1.1 | 29(104) | 30(103) | 31 (103) | 32 (103) | 35 (105) | 39(106) | 44(106) | 20 | |
50 | 10 | 31 (105) | 32(103) | 33(104) | 37(105) | 39 (106) | 43(107) | 48(107) | ||
70 | 21 | 32 (104) | 34(105) | 37(105) | 41 (106) | 44(107) | 47 (107) | 53(108) | ||
90 | 32 | 37(106) | 39 (107) | 42 (107) | 45(108) | 48(108) | 53 (109) | 58(110) | ||
15 ООО v, = 106 V,= 116 | 30 | -1.1 | 28 (98) | 30 (98) | 30 (98) | 32 (98) | 35 (99) | 38 (101) | 42(101) | |
50 | 10 | 30(100) | 31 (98) | 33 (99) | 36 (100) | 38(101) | 42(102) | 46(102) | ||
70 | 21 | 32 (99) | 34(100) | 37(101) | 40(102) | 42 (102) | 46 (102) | 51 (103) | ||
90 | 32 | 36(101) | 38(102) | 41 (102) | 44(103) | 47(104) | 51 (104) | 56(105) | ||
30 | -1.1 | 25 (98) | 27 (98) | 27 (98) | 29 (98) | 32 (99) | 34 (101) | 38(101) | 20 | |
50 | 10 | 27(100) | 29 (98) | 30 (99) | 32(100) | 34 (101) | 38 (102) | 42 (102) | ||
70 | 21 | 29 (99) | 31 (100) | 33(101) | 36(102) | 38(102) | 42 (102) | 46 (103) | ||
90 | 32 | 32(101) | 34(102) | 37(102) | 40 (103) | 43(104) | 46(104) | 51(105) | ||
Примечания: в желтых ячейках указаны параметры, не соответствующие требованиям наборавысотывторого участка. Взлётные ограничения см. в РЛЭ. | ||||||||||

Рис. 10-35. Стандартныетребованияк разбегупередвзлётом.
Длина разбега, необходимого для взлёта, определя ется возможностью отказа двигателя в наиболее кри тической точке, а именно, при скорости V1 (скорости
принятия решения). Согласно нормативным докумен
там, взлётный вес ЛА должен быть таким, чтобы наи большая из трёх перечисленных ниже дистанций не выходила за пределы эксплуатационных ограничений
оставшемся(ихся) двигателе(ях). Суммарная длина разбега включает в себя дистанцию, необходимую для набора высоты до 35 футов (10,7 м) вплоть до момента достижения скорости V •
2
1
Дистанция разбега-остановки (дистанция пре рванного взлёта) - дистанция, необходимая для совершения следующей последовательности
аэродрома вылета:
событий: а) ЛА ускоряется до V
с двигателями
1
Дистанция разбега-взлёта -дистанция, необходи мая для совершения следующей последовательно сти событий: а) ЛА ускоряется до V с двигателями во взлётном режиме, 6) в этот момент происхо дит отказ двигателя, в) ЛА продолжает взлёт на
во взлётном режиме, 6) в этот момент происхо дит отказ двигателя, в) ЛА прекращает взлёт и останавливается, работая исключительно тор мозами (использование реверсивной тяги не предусмотрено).

1-ый участок - набор высоты
2-ой участок - наборвысоты
3-ой участок - разгон
4·ЫЙ участок -
набор высоты
Шасси
Выпущено
Уборка
Убрано
Двигатель
Возд. скорость
Закрылки
Мощность
Взлётная
мл.
Убраны
Выпущены
VFSили
1,25V .
Переменная
V
Переменная
Один не работает
Все работают
МЛ. - максимальная продолжительная
V1 - скорость при отказе критическогодвигателя
- скорость безопасного отрыва носовогоколеса
V2 - безопасная взлётная скорость
- скорость, при которой ЛА полностью
отрываетсяот земли
![]()
V5 - индикаторная скорость сваливания
или минимальная скорость установившегося
полёта, при которойЛА сохраняет управляемость

Двухмоторный
>О
*
2.4%
2.7%
3.0%
Взлётная конф.
Убрано
1 нераб.
Взлётная конф.
v,
>О
>О
>О
Взлётная конф.
Убрано
1 нераб.
Взлётная конф.
V2-•1.25V,(Min)
1.2%
1.5%
1.7%
Взлётная конф.
Убрано 1 нераб. М.П.
1.25 V5(Min)
Возд. скорость
Взлётная конф.
Мощность
1 нераб.
Двигатели
Выпущено
Шасси
Взлётная конф.
Крыльевые закрылки
5.0%
Четырёхмоторный
3.0%
Трёхмоторный
* Необходим абсолютный минимум градиента траектории.
Рис. 10-36. Взлёт с одним неработающим двигателем.
3. Дистанция взлёта - дистанция, необходимая для того, чтобы ЛА со всеми работающими двигате лями достиг высоты 35 футов. Она должна быть как минимум на 15% меньше, чем дистанция, не обходимая для взлёта с одним неработающим дви гателем. Эта дистанция обычно не является огра ничивающим фактором, поскольку она меньше, чем дистанция взлёта с одним неработающим двигателем.
Все три описанные дистанции показаны на рис. 10-34.
Сбалансированная длина лётного поля
В большинстве эксплуатационных таблиц для опре деления необходимой дистанции разбега содержатся данные «сбалансированной длины лётного поля». Это означает, что указанное в них значение длины вклю чает в себя дистанции как разбега-взлёта, так и разбега остановки. Один из эффективных способов представле ния взлётных данных показан в таблице на рис. 10-35.
Таблица на рис. 10-35 содержит данные дистанции разбега в нормальных условиях и используется для получения справочной информации о стандартном взлёте. Также в ней содержатся значение скоростей для различных весов и условий.
Для получения информации об условиях, отличаю щихся от нормальных (таких, как отказ противообледе нительной системы двигателя или противоскользящих тормозов, предельная температура или значительный уклон ВПП), следует обратиться к соответствующим эксплуатационным таблицам в разделе лётно-техниче ских характеристик РЛЭ/ЭСП.
Бывают и другие условия (очень высокие нагрузки и температуры), когда требования к разбегу опреде ляются максимальной тормозной кинетической энер гией, влияющей на способность ЛА остановиться. В таких условиях дистанция разбега-остановки может быть больше, чем дистанция разбега-взлёта. Для того, чтобы вернуть параметры взлёта к значениям, соответ ствующим параметрам поля сбалансированной длины, необходимо ограничить скорость V1 так, чтобы она не превышала максимальную скорость тормозной энер гии (иногда её обозначают VвЕ). Это также приводит к снижению допустимого взлётного веса.
Требования набора высоты
После того, какЛАдостигнет высоты 35 футов (10,7 м) с одним неработающим двигателем, пилот должен иметь возможность продолжить набор высоты с определён ным градиентом. Это называется требованием взлёт ной траектории. Эксплуатационные параметры ЛА в этой фазе полёта должны основываться на наборе вы соты с одним неработающим двигателем до высоты 1500 футов (457 м) над землёй. Профиль взлётной тра ектории с необходимым градиентом набора высоты для различных участков показан на рис. 10-36.
ПРИМЕЧАНИЕ. Градиент набора высоты можно определить как прирост высоты по вертикали, кота- рый соответствует определённой горизонтальной дистанции, пройдённой ЛА. Например, значение гра диента 2,4% означает, что 24 м высоты достигается на каждые 1000 м дистанции, пройдённой горизонтально (параллельно земле).

Рис. 10-37. Пролёт надпрепятствиямиво время взлёта.
Ниже приведены краткие определения участков дистанции набора высоты с одним неработающим двигателем, которые помогут понять смысл таблицы на рис. 10-36.
Первый участок
Этот участок входит в таблицы необходимого разбега перед взлётом и измеряется от точки отрыва ЛА от земли до точки, в которой он достигает высоты в 35 футов в конце требуемой дистанции разбега. В начале скорость ЛА составляет V10, а на высоте 35 футов - V2•
Второй участок
Второй участок - это зона набора высоты от 35 футов до 400 футов (122 м) над землёй. Это наиболее критиче ский участок профиля. Набор высоты осуществляется в режиме полной полётной мощности работающего(их)
двигателя(ей) на скорости V2 с закрылками во взлётной конфигурации. На этом участке требуемый градиент
высоты составляет: для двухмоторных самолётов - 2,4%; для трёхмоторных - 2,7% и для четырёхмотор ных-3,0%.
Третий участок (участок разгона)
2
На этом участке самолёт должен сохранять высоту 400 футов над землёй, увеличивая при этом скорость от V до VFs (после чего набор высоты продолжится). В начале участка разгона закрылки убираются, а двигатель ра ботает во взлётном режиме в течение максимально воз можного времени (но не более 5 минут).
Четвёртый участок (конечный)
Этот участок ограничен высотами от 400 до 1500 футов (457 м) над уровнем земли, с двигателем, работающим в режиме максимальной продолжительной мощности. Необходимый градиент на этом участке равен: для двухмоторных самолётов - 1,2%; для трёхмоторных - 1,55% и для четырёхмоторных - 1,7%.
Ограничения набора высоты на втором участке
Из всех участков дистанции набора высоты второй (от 35 до 400 футов) имеет наиболее жёсткие (или труд новыполнимые) требования. Перед каждым полётом пилот должен определить, какие требования будут предъявляться ко второму участку. Чтобы обеспечить выполнение этих требований в условиях увеличения высоты по плотности, возможно, придётся ограничить взлётный вес ЛА.
Следует понимать, что, независимо от фактической длины ВПП, взлётный вес должен быть таким, чтобы это позволяло выполнить требования второго участка дистанции набора высоты. Недостаточно, чтобы ЛА мог просто оторваться от земли с одним неработаю щим двигателем, - нужно, чтобы затем он мог набрать высоту и преодолеть препятствия. Хотя набор высоты на втором участке обычно не создаёт трудностей при взлёте с аэродромов малого превышения, на высотных аэродромах и при высоких температурах необходимо перед определением дистанции разбега свериться с таблицами параметров второго участка, чтобы опреде лить значение максимального взлётного веса для этих условий.
Требования авиакомпаний к высоте пролёта над препятствиями
Нормативные документы требуют, чтобы взлётный вес больших транспортных газотурбинных самолётов, сертифицированных после 30 сентября 1958 года, обе спечивал такую чистую взлётную траекторию (с од ним неработающим двигателем), которая позволяла бы преодолеть препятствия либо высотой не менее 35 футов (10,7 м), либо длиной не менее 200 футов (61 м) (в пределах границ аэродрома) или не менее 300 футов (91,4 м) (за пределами этих границ). Предполагается, что взлётная траектория начинается на высоте 35 фу тов над поверхностью ВПП в конце дистанции разбега и заканчивается либо когда высота ЛА составит 1500 футов над поверхностью ВПП, либо когда переход из взлётного режима в крейсерский будет окончательно завершён. Чистая взлётная траектория - это фактиче ская траектория взлёта, уменьшенная с обеих сторон на 0,8% (для двухмоторных самолётов), 0,9% (для трёх моторных самолётов) или на 1,0% (для четырёхмотор ных самолётов).
Таким образом, пилоты авиакомпаний отвечают не
только за то, чтобы длина разбега была достаточной для взлёта с одним неработающим двигателем (сбалан сированная длина лётного поля), и обеспечение требу емого градиента высоты. Они также должны предусмо треть возможность безопасного пролёта над любыми препятствиями, которые могут находиться на взлёт ной траектории. Чистая взлётная траектория и высота пролёта над препятствиями показаны на рис. 10-37.
Обычный метод расчёта параметров чистой взлётной траектории заключается в сложении всех дистанций на местности, необходимых для завершения каждого участка траектории набора высоты. При этом можно использовать таблицы параметров преодоления пре пятствий, содержащиеся в РЛЭ. Хотя в обычных аэро портах требования высоты пролёта над препятствиями
редко являются ограничивающими параметрами, в критических условиях (высокий взлётный вес, боль шая высота по плотности) они могут стать важным фактором. Например, при градиенте высоты 2,4% (2,4 фута высоты на каждые 100 футов горизонтальной дис танции) для набора высоты 1500 футов (457 м) будет необходимо преодолеть горизонтальную дистанцию в 10,4 морские мили (19,3 км).
Краткая сводка взлётных требований
Для определения допустимого взлётного веса ЛА транс портной категории (при взлёте с любого аэродрома) не обходимо учесть следующие параметры:
барометрическая высота аэродрома;
температура наружного воздуха;
встречная составляющая ветра;
длинаВПП;
градиент (уклон) ВПП;
препятствия на взлётной траектории.
Когда вышеперечисленные параметры будут из вестны, с помощью соответствующих эксплуатацион ных таблиц станет возможно определить максимально допустимый взлётный вес. Этот вес может оказаться меньше, чем максимальные значения, определяемые следующими факторами:
необходимая сбалансированная длина лётного поля;
способность к набору высоты с одним неработаю щим двигателем (ограничение второго участка);
требования к высоте пролёта над препятствиями.

Полная остановка
На практике, на аэродромах с малым превышением максимальные значения взлётного веса обычно свя заны с ограничениями длины разбега; способность к набору высоты с одним неработающим двигателем, чаще всего, становится определяющей на высотных
аэродромах. Необходимо учитывать все ограничения взлётного веса. Поскольку объединённый вес топлива и груза обычно составляет около половины макси мального взлётного веса ЛА, для выполнения взлёт ных ограничений, как правило, снижают вес топлива. Однако, если такое происходит, необходимо пересмо треть план полёта с учётом новых значений запаса то плива и дальности.
Посадочные характеристики
V
Как и при планировании взлёта, при определении па раметров посадки используются определённые значе ния скоростей. Эти скорости приведены ниже.
50
- скорость сваливания или минимальная
скорость установившегося полёта в посадочной конфигурации.
50
VREF - скорость, в 1,3 раза превышающая V • Это скорость, которую должен иметь ЛА на высоте 50 футов при прохождении порога ВПП.
Набор высоты после прерывания захода на посадку - скорость, обеспечивающая максималь ный градиент набора высоты в конфигурации за хода на посадку, с одним неработающим двигате лем и оставшим(и)ся двигателем(ями) в режиме максимальной взлётной мощности. Необходимый градиент набора высоты в такой конфигурации со ставляет: 2,1% для двухмоторных самолётов, 2,4% для трёхмоторных самолётов, 2,7% для четырёхмо торных самолётов.
Набор высоты после прерывания посадки - ско рость, обеспечивающая наилучшие характери стики в полной посадочной конфигурации со всеми двигателями в режиме максимальной взлётной мощности. Необходимый градиент в такой конфи гурации составляет 3,2%.

Т буемая посадочная дистанция согласно 14 CFR часть 121
40% дnины ВПП
Треб емая посадочная дистанция согласно 14 CFR часть 91
Рис. 10-38. Требования к посадочной дистанции.
Как и при взлёте, вышеперечисленные посадочные скорости должны быть заранее рассчитаны и известны обоим пилотам перед посадкой. Скорость VREF , или скорость прохождения порога, применяется как спра вочная величина при планировании всей схемы дви жения. Её также используют при заходе на посадку по приборам, как это делается в следующем примере:
VREF + 30 узлов - Разворот по ветру (стандартный разворот)
VREF + 20 узлов - Участок между третьим и четвёр тым разворотами или посадочный курс к кон.тральной точке конечного этапа захода н.а посадку
V REF + 1О узлов - Посадочная прямая или посадочный курс от кон.тральной точки конечного этапа захода н.а посадку (прямая посадки про приборам)
VREF- Скорость н.а высоте 50 футов над порогом
Посадочные требования
Максимальный посадочный вес ЛА может быть ограни чен либо требованиям набора высоты после прерыва ния захода на посадку, либо длиной ВПП.
Требования набора высоты после прерывания захода на посадку
Набор высоты после прерывания захода на посадку обычно создаёт более существенные (или более труд новыполнимые) ограничения, чем после прерыва ния посадки. Прежде всего, этого связано с тем, что в первом случае ограничением является возможность выполнить уход на второй круг с одним неработаю щим двигателем. На необходимый градиент набора вы соты влияют барометрическая высота и температура. Помимо этого, как и на втором участке взлётной тра ектории, вес ЛА должен быть ограничен требованиями набора высоты.
Требования к ВПП
Длина послепосадочного пробега зависит от следую щих факторов:
барометрическая высота;
температура;
встречная составляющая ветра;
градиент (уклон) ВПП;
весЛА.
При расчёте необходимой посадочной дистанции некоторые производители не включают в эксплуата ционные таблицы все вышеперечисленные величины, поскольку, согласно нормативным документам, суще ственными считаются только барометрическая вы сота, ветер и вес ЛА. Таблицы составляются отдельно для режимов с включённой и выключенной системой противоскольжения. Использование реверсивной тяги при расчётах не учитывается.
Посадочная дистанция, в соответствии с нормати вами, начинается на высоте 50 футов над порогом ВПП и заканчивается в точке полной остановки ЛА. Она включает в себя расстояние, необходимое для сниже ния с высоты 50 футов до точки касания земли (которое может сократить доступную длину ВПП на 1000 футов и более) плюс тормозной путь, без каких бы то ни было допусков. Таковы ограничения, содержащиеся в 14 CFR часть 91 (для самолётов, не принадлежащих авиаком паниям) и потому входящие во многие таблицы для расчёта посадочной дистанции.
Для авиакомпаний и других коммерческих пере возчиков, требования к которым содержатся в 14 CFR часть 121, действуют другие правила. Согласно им, не обходимая посадочная дистанция (начиная с высоты 50 футов) не может превышать 60% фактической до ступной длины ВПП, Во всех случаях, минимальная воздушная скорость, допустимая на высоте 50 футов, должна не менее чем в 1,3 раза превышать скорость сваливания ЛА в посадочной конфигурации. Эта ско рость обычно обозначается как VREF и зависит от поса дочного веса ЛА. На рис. 10-38 представлена диаграмма посадочных требований.
Краткая сводка посадочных требований
При расчёте допустимого посадочного веса ЛА транс портной категории необходимо учитывать следующие факторы:
барометрическая высота аэродрома;
температура;
встречная составляющая ветра;
длинаВПП;
градиент (уклон) ВПП;
состояние покрытия ВПП.
Установив эти параметры, можно рассчитать допу стимый посадочный вес ЛА. Этот вес должен быть ниже значений веса, определяемых:
требованиями посадочного пробега;
требованиями набора высоты после прерывания захода на посадку.
На практике, ограничения набора высоты после пре рывания захода на посадку (способности ЛА набирать высоту в конфигурации захода на посадку с одним
неработающим двигателем) нарушаются редко, по скольку посадочный вес по прибытии в пункт назна чения обычно бывает низким. Однако, как и на втором участке набора высоты при взлёте, требования к гра диенту набора высоты в случае прерывания захода на посадку должны выполняться, а при необходимости - должен быть ограничен вес ЛА. Чаще всего требования набора высоты при прерывании захода на посадку ста новятся критическими при посадке на высотные аэро дромы и при значительных температуре и давлении,
что часто случается, если посадка производится вскоре после взлёта.
Параметры лётного поля ограничивают допусти мый посадочный вес ЛА чаще, чем требования набора высоты при прерывании захода на посадку. И тем не менее, за исключением аэродромов с особо короткой ВПП, эти параметры редко вызывают проблемы, по скольку средний посадочный вес в пункте назначе ния, как правило, ниже максимального расчётного посадочного веса.

![]()
•i1MФl1•
Теория погоды
![]()
Погода - это важный фактор, непосредственно влия ющий на лётно-технические характеристики ЛА и без опасность полётов. Под погодой понимают состояние атмосферы для заданных времени и места, выраженное в таких параметрах, как температура (тёплая или хо лодная погода), влажность (влажная или сухая погода), скорость ветра (тихая или ветреная погода), видимость (ясная или облачная погода) и барометрическое давле ние (высокое или низкое давление). Понятие «погода» также применимо к неблагоприятным или угрожающим атмосферным условиям - например, сильному ветру.
В настоящей главе изложены основные принципы тео рии погоды, которые необходимо знать пилотам, и объ ясняется, как погодные условия влияют на эксплуатаци онные параметры ЛА. Понимание главных положений теории погоды помогает пилоту принимать разумные решения на основе сообщений и прогнозов метеоролога станции службы обеспечения полётов (ССОП) и других авиационных метеорологических служб.
Решения, основанные на данных погоды, могут ока зать существенное влияние на безопасность как мест ных, так и маршрутных полётов.
Атмосфера
Атмосфера представляет собой окружающую Землю воздушную оболочку, которая состоит из смеси газов и имеет толщину почти 560 км. Газы, составляющие ат мосферу, находятся в постоянном движении. Если бы атмосфера была видна невооружённым глазом, она вы глядела бы как океан с течениями и водоворотами, под нимающимися и опадающими волнами и потоками, которые перемещают воздушные массы на значитель ные расстояния.
Жизнь на Земле существует благодаря атмосфере, солнечной энергии и магнитному полю планеты. Атмосфера поглощает поступающую от Солнца энер гию, перерабатывает воду и различные химические вещества и, благодаря действию электромагнитного поля Земли, обеспечивает умеренные климатические условия. Атмосфера также защищает жизнь на Земле от жёсткого излучения и космического вакуума.
Состав атмосферы
В любом заданном объёме воздуха содержится 78% азота и 21% кислорода. Оставшийся 1% составляют

Рис. 11-1. Состав атмосферы.
аргон, углекислый газ и (в незначительном количестве) другие газы. Воздух также содержит пары воды в ко личестве от нуля до примерно 5% общего объёма. Это (сравнительно небольшое) количество водяных паров ответственно за наиболее существенные изменения погодных условий (рис. 11-1).
Газовая оболочка, окружающая Землю, меняется по мере удаления от поверхности планеты. Различия в те пловых характеристиках (температурные изменения), химическом составе, движении и плотности газа по зволяют выделить четыре обособленных атмосферных слоя (рис. 11-2).
Первый слой, называемый тропосферой, распо лагается от уровня моря до высоты 8 км в областях Северного и Южного полюсов и 14,5 км - на экваторе. Основные погодные явления - изменения темпера туры, возникновение облаков, грозы и ураганы - про исходят именно внутри этого, нижнего слоя атмос феры. Температура в тропосфере падает примерно на 0,6 °С, а давление - примерно на 12,5 гПа каждые 100 м увеличения высоты.
В верхней части тропосферы находится переход ный слой, называемый тропопаузой, благодаря кото рому в тропосфере удерживается содержащаяся в ней влага. Высота тропопаузы меняется в зависимости от

Рис. 11-2. Слои атмосферы.
географической широты местности и времени года, по скольку её сечение имеет форму эллипса, а не окружно сти. Высота тропопаузы имеет важное значение: с ней связано возникновение реактивных потоков и турбу лентностей при ясном небе.
Выше тропопаузы располагаются ещё три атмос ферных слоя. Первый из них, называемый стратосфе рой, простирается от тропопаузы до высоты примерно 50 км. В этом слое погода остаётся почти неизменной, а воздух сохраняется в стабильном состоянии, хотя некоторые виды облаков иногда достигают стратос феры. Выше стратосферы лежат мезосфера и термо сфера, которые практически не оказывают влия ния на погоду.
Циркуляция атмосферы
Как было сказано выше, атмосфера находится в посто янном движении. Оно вызвано сочетанием нескольких факторов, самый главный из которых - неравномер ный нагрев поверхности Земли. Это явление нарушает равновесие в атмосфере, приводя к перемещению масс воздуха и изменению атмосферного давления. Движение воздуха над поверхностью Земли называ ется циркуляцией атмосферы.
Нагрев поверхности Земли обусловлен несколь кими процессами, но в простейшей конвекционной модели, которая будет рассматриваться далее, Земля
нагревается благодаря воздействию солнечного излу чения. Этот процесс вызывает круговое движение воз душных масс - нагреваясь, воздух поднимается вверх, и его место занимает более холодный воздух.
Тёплый воздух поднимается вверх потому, что при нагреве молекулы воздуха начинают двигаться бы стрее. При этом объём воздуха увеличивается, он становится менее плотным и более лёгким, чем окру жающая атмосфера. По мере остывания воздуха дви жение молекул становится менее интенсивным, из-за чего плотность и вес воздуха возрастает. В результате холодный, более тяжёлый воздух устремляется вниз, вытесняя тёплый, который занимает его место.
Поскольку шарообразная Земля при движении во круг Солнца вращается вокруг наклонной оси, эк ваториальные области планеты получают больше солнечного тепла, чем полярные регионы. Количество солнечной энергии, нагревающей поверхность Земли, зависит от времени года и географической широты местности. Эти факторы влияют на продолжитель ность воздействия солнечного излучения и угол, под которым лучи падают на земную поверхность.
Наибольшее количество солнечного тепла прихо дится на экваториальные области. В результате воздух здесь менее плотный и стремится подняться вверх. Приближаясь к полярным регионам, воздух охлажда ется, его плотность растёт, и он снова опускается к по верхности Земли (рис. 11-3).

4
Рис. 11-3. Процесс циркуляции воздуха в статической атмосфере.
Атмосферное давление
Неравномерный нагрев поверхности Земли не только изменяет плотность воздуха, вызывая циркуляцию; он также приводит к изменениям в давлении воздуха - силе, с которой молекулы воздуха воздействуют на на ходящиеся в атмосфере тела. Хотя молекулы воздуха невидимы, они обладают весом и занимают место в пространстве.
Представьте себе изолированный столб воздуха, площадь основания которого 1 см2, а высота равна толщине атмосферы (560 км). Для того, чтобы поднять этот столб, необходимо приложить силу в 1,033 кг. Эта величина отражает удельный вес воздуха. Если умень шить высоту столба, давление, оказываемое на его ос нование, а равно и вес столба, снизятся.
На высоте 5,5 км вес столба воздуха будет равен при близительно 0,52 кг, примерно вдвое меньше, чем на уровне моря. Например, если бытовые весы (калибро ванные для уровня моря) поднять на высоту 5,5 км, давящий на их поверхность столб воздуха, который на уровне моря весил чуть больше 1 кг, станет короче на 5,5 км и будет весить примерно 0,5 кг, что в два раза меньше (рис. 11-4).
Фактическое давление для определённых местности и времени меняется в зависимости от высоты над уровнем моря, температуры и плотности воздуха. Эти условия также влияют на лётно-технические характеристики ЛА, особенно в фазах взлёта, набора высоты и посадки.
Сила Кориолиса
Согласно положениям общей теории атмосферной циркуляции, в силу разницы температур над эк ваториальными регионами земной поверхности
![]()

Рис. 11-4. Вес атмосферы.
возникают области низкого давления, а над поляр ными регионами - соответственно, высокого. Это по зволяет воздуху высокого давления распространяться с полюсов вдоль поверхности Земли по направлению к экватору. В то время как теоретическое направление циркуляции должно быть именно таким, на практике движение воздушных масс определяется несколькими факторами, наиболее важным из которых является вращение Земли.
Сила, вызываемая вращением Земли вокруг своей оси, называется силой Кориолиса. При ходьбе чело век не ощущает воздействия этой силы, поскольку движется с малой скоростью и перемещается на отно сительно малые расстояния (в сравнении с размером и угловой скоростью вращения Земли). Однако сила Кориолиса оказывает существенное влияние на тела, перемещающиеся на значительные расстояния, - на пример, воздушные или водные массы.
Воздействие силы Кориолиса приводит к тому, что в северном полушарии массы воздуха отклоняются вправо, двигаясь не по прямой, а по искривлённой тра ектории. Величина этого отклонения меняется в зави симости от географической широты местности. У полю сов оно максимально, а у экватора снижается до нуля. Величина силы Кориолиса также зависит от скорости движущегося тела: чем выше скорость, тем больше от клонение. В северном полушарии вращение Земли за ставляет воздух смещаться вправо, тем самым изменяя теоретические направления циркуляции воздуха.

Рис. 11-5. Трёхъячеечная схема циркуляции атмосферы, обусловленная вращением Земли вокруг своей оси.
Влияние вращения Земли приводит к тому, что перво начальный воздушный поток каждого полушария раз деляется на три отдельные зоны, или ячейки (рис. 11-5). В северном полушарии тёплый воздух вблизи экватора поднимается от земной поверхности, перемещается к северу и отклоняется к востоку вследствие вращения Земли. К тому моменту, когда воздух преодолеет тре тью часть расстояния от экватора до Северного полюса, он уже движется не на север, а на восток. При этом воз дух постепенно охлаждается и опускается, образуя на широте 30° пояс высокого давления. Затем воздух на чинает двигаться вдоль земной поверхности на юг, по направлению к экватору. Сила Кориолиса отклоняет поток вправо, создавая пассатные ветра, преобладаю щие в области от широты 30° до экватора. Аналогичные процессы приводят к возникновению двух других ячеек циркуляции, охватывающих Землю между ши ротами 30° и 60° и между 60° и каждым из полюсов. В результате, например, в континентальной части США преобладают ветры западного направления.
Циркуляционные движения в атмосфере ещё более
усложняются из-за сезонных изменений, различий в рельефе континентов и океанского дна и других факто ров, таких, как силы трения, вызванные топографией Земли и тоже влияющих на перемещение воздушных масс. К примеру, на высотах менее 600 м от земной поверхности трение между поверхностью Земли и ат мосферой приводит к замедлению движения воздуха. Трение уменьшает силу Кориолиса, изменяя первона чальное направление ветра. Поэтому направления ве тра у поверхности Земли и на высоте всего нескольких сотен метров часто не совпадают.
Измерение атмосферного давления
Атмосферное давления обычно измеряется в миллиме трах ртутного столба (мм рт. ст.) или в дюймах ртутного столба ("Hg). Для измерения чаще всего используется ртутный барометр (рис. 11-6). Барометр измеряет вы соту столбика ртути, находящейся в запаянной сверху стеклянной трубке. Нижний конец трубки опущен в со суд с ртутью, открытой для воздействия атмосферы, ко торая давит на неё с определённой силой. Повышение давления приводит к тому, что уровень ртути в трубке поднимается. При падении давления ртуть вытекает из трубки, и высота столбика уменьшается. Такие бароме тры обычно устанавливаются в лабораториях или на метеорологических станциях. Они трудны в транспор тировке и неудобны для снятия показаний.
Альтернативой ртутному является анероидный ба рометр, он удобнее в эксплуатации и транспортировке (рис. 11-7). Анероидный барометр содержит запаян ную ёмкость, называемую анероидной коробкой, ко торая сжимается или расширяется в зависимости от величины атмосферного давления. Посредством ме ханической связи анероидная коробка соединяется с индикатором, который отображает величину дав ления. Воспринимающая давление часть высотомера любого ЛА, по сути, представляет собой анероидный барометр. Следует заметить, что, в силу погрешности
На уровне моря при стандартной атмосфере вес атмосферы (1,033 кг/см2)

,:s: г
§
"'
"'
:2i
а:\
:s:
::;i
о"'
с""::с''
IQ
":s":
::;
с,
<rО-
&-
:r:
l5
с::
Уровень моря
поддерживает столбик ртути высотой 760 мм.
760 мм рт. ст.= 1013,2 мб= 1013,2 гПа = 14,7 фунтов/кв. дюйм
Рис. 11-6. Ртутный барометр.

Рис. 11-7. Анероидный барометр.
передаточного механизма анероидного барометра, по точности он уступает ртутному.

Стандартная атмосфера
Давление на уровне
метеостанции Нов.Ор
r
Для обеспечения единого подхода к измерениям атмосферных параметров было введено понятие международной стандартной атмосферы (ISA). Эти стандартные условия положены в основу работы мно гих бортовых приборов и применяются при расчёте большей части лётно-технических характеристик любого ЛА. По определению, международной стан дартной атмосфере соответствуют следующие усло вия: давление на уровне моря 1013 мб (760 мм рт. ст. или 29,92 "Hg) и стандартная температура воздуха 15 °С (59 °F). Коэффициенты преобразования между единицами измерения следующие: 1 мм рт. ст. равен примерно 1,33 мб; 1 "Hg соответствует примерно 24 мб; 1 мм рт. ст. равен приблизительно 0,039 "Hg. Величина атмосферного давления, как правило, находится в
пределах от 950 до 1040 мб. Миллибары обычно ис пользуются в таблицах постоянного давления и отчё тах о параметрах ураганов.
Поскольку метеорологические станции расположены по всему миру, местные значения барометрического давления приводятся к давлению на уровне моря, что позволяет достичь стандартизации при обмене дан ными. Для преобразования местного давления в дав ление на уровне моря к значению барометрического давления прибавляется приблизительно 1 мб для каж дых 8 метров увеличения высоты (или 1 "Hg для каж дых 1000 футов увеличения высоты). Разность высот, соответствующая разнице давлений в 1 мб, называется барической ступенью. Например, метеостанция, нахо дящаяся на высоте 5000 футов над уровнем моря, при показаниях барометра 24,92 "Hg передаст данные дав ления на уровне моря 29,92 "Hg (рис. 11-8).
Отслеживая тенденции изменения барометриче ского давления на большой территории, синоптики могут более точно прогнозировать движение значи тельных масс воздуха и связанные с этим погодные из менения. Например, тенденция к повышению давления в районе определённой метеорологической станции обычно означает скорое наступление ясной погоды. И наоборот, снижение или резкое падение давления, как правило, указывает на скорое ухудшение погоды и, воз можно, приближение грозы или урагана.
Высота и атмосферное давление
С увеличением высоты атмосферное давление падает. В среднем на каждые 8 м увеличения высоты атмосфер ное давление падает на 1 мб. При снижении давления
Рис. 11-8. Давление на высоте метеостанциипреобразуется в давление на уровне моря.
воздух становится менее плотным или «разрежённым». Снижение давления с увеличением высоты отражает величина, называемая высотой по плотности. С паде нием давления высота по плотности растёт, что су щественным влияет на лётно-технические характе ристики ЛА.
Температурные колебания приводят к изменению плотности воздуха, что, в свою очередь, означает изме нение атмосферного давления. При этом в атмосфере происходят движения масс воздуха как в вертикаль ном, так и в горизонтальном направлении, которые имеют форму воздушных течений и ветров. Атмосфера практически постоянно находится в движении, стре мясь прийти в состояние равновесия. Это никогда не прекращающееся движение представляет собой цепную реакцию, определяющую вечную изменчи вость погоды.
Высота и полёт
Высота влияет на все без исключения аспекты по лёта: от лётно-технических характеристик ЛА до работоспособности человека. На значительных вы сотах, где атмосферное давление ниже, взлётная и посадочная дистанции увеличиваются, а скороподъ ёмность снижается.
Для того, чтобы ЛА мог подняться в воздух, необ ходима подъёмная сила, которая создаётся потоком
воздуха, обтекающим крылья. Если воздух разрежён, для создания подъёмной силы, достаточной для взлёта, требуется более высокая скорость. Поэтому длина раз бега по земле увеличивается. Для ЛА, взлётный разбег которого на уровне моря составляет 230 метров, при ба рометрической высоте 2,5 км потребуется вдвое боль шая дистанция пробега по земле (рис. 11-9). Помимо этого, на больших высотах, в силу меньшей плотности воздуха, кпд двигателя и воздушного винта снижа ются. Это приводит к уменьшению скороподъёмности и увеличению дистанции разбега, необходимой для преодоления препятствий.
Высота и организм человека
Как было сказано выше, азот и другие газовые примеси составляют 79% атмосферы, в то время как оставшийся 21% приходится на атмосферный кислород, необхо димый для сохранения жизни на Земле. Атмосферное давление на уровне моря достаточно велико, чтобы обе спечить поддержку нормального развития организма, активной деятельности и жизни человека. На больших высотах (5,5 км и выше) парциальное давление кисло рода значительно падает, что негативно сказывается на нормальной жизнедеятельности и функционировании человеческого организма.
Реакция среднего человека существенно ухудша ется на высотах от 3 км и выше, а у некоторых людей
| о·с | |
Пробег по земле, фуrов | Суммарная дистанция дnя преодоления 50-фуrовоrо препятствия | |
У. м. | 745 | |
1000 | 815 | |
2000 | 895 | |
3000 | 980 | |
4000 | 1075 | |
5000 | 1185 | |
6000 | 1305 | |
7000 | 1440 | |
8000 | 1590 | |
![]()




![]()
Барометрическая высота: уровень моря
дистанция взлётного разбега Максимальный вес 2400 фунтов
Барометрическая высота: 8000 футов
1590 футов
Рис. 11-9. С увеличением высоты дистанция в3лётного разбега возрастает.
![]()
![]()


![]()
![]()
это ухудшение начинается на вдвое меньшей высоте. Физиологическая реакция на гипоксию (кислородное голодание) развивается постепенно и у различных лю дей проявляется по-разному. В зависимости от высоты и выносливости конкретного человека симптомы кис лородного голодания могут варьироваться от лёгкого нарушения ориентации в пространстве до полной по тери дееспособности. Для обеспечения нормального функционирования организма пилотов и предотвра щения кислородного голодания высотные ЛА оборуду ются кислородными системами или системами герме тизации кабины.
Ветры и воздушные потоки
Воздух перетекает из областей высокого давления в области низкого давления, поскольку воздух всегда стремится туда, где давление ниже. Сочетание атмос ферного давления, изменений температуры и силы Кориолиса вызывает в атмосфере движение в двух на правлениях - вертикальное движение восходящих и нисходящих воздушных потоков и горизонтальное движение в форме ветра. Воздушные потоки и ветры оказывают существенное влияние на функционирова ние ЛА в фазах взлёта, посадки и крейсерского режима. Наиболее важным является то, что воздушные потоки и ветры - как проявления циркуляции атмосферы - вызывают изменения погоды.
Ветровые режимы
В северном полушарии при движении из области вы сокого в область низкого давления поток воздуха от клоняется вправо, создавая направленную по часо вой стрелке циркуляцию вокруг области высокого давления. Такая циркуляция носит название анти циклонической. Для областей низкого давления про цесс идёт в обратном порядке: циркуляция вокруг них направлена против часовой стрелке и называется циклонической (рис. 11-10).
Области высокого давления обычно представляют со бой сухие, стабильные, опускающиеся массы воздуха. По этой причине хорошая погода обычно связывается именно с областями высокого давления. С областями низкого давления происходит противоположное: воз дух перетекает в них, замещая поднимающийся бо лее тёплый воздух. Такие области, как правило, не стабильны, и обычно приносят с собой облачность и осадки. Поэтому плохая погода обычно связывается с областями низкого давления.
Информация о ветровых режимах областей высо кого и низкого давления крайне важна при планиро вании полётов, поскольку позволяет воспользоваться
Рис. 11-10. Направления циркуляции вокруг областей высокого и низкого давления.
благоприятными попутными ветрами (рис. 11-11). При планировании полёта с запада на восток можно рас считывать на встречу с благоприятными ветрами в се верной части областей высокого давления или в южной части областей низкого давления. Соответственно, при обратном полёте благоприятные ветры можно встре тить в южной части областей высокого давления или северной части областей низкого давления. Помимо этого, знание расположения областей высокого и низкого давления позволяет прогнозировать, какие погодные условия можно ожидать на том или ином участке маршрута.
Теория циркуляции атмосферы и ветровых режимов справедлива для значительных масс воздуха и не учи тывает изменения воздушных потоков локального мас штаба. Местные условия, геологические параметры и другие факторы могут менять направление и скорость ветров, дующих в непосредственной близости от зем ной поверхности.
Конвективные потоки
Количество тепла, излучаемого поверхностью, варьи руется в зависимости от её характеристик. Вспаханная почва, камни, песок и лишённая растительности земля выделяют тепло в значительных количествах; вода, деревья и другие растения, наоборот, поглощают и со храняют тепло. В результате воздух над поверхностью земли нагревается неравномерно, и в нём возникают сравнительно небольшие зоны местной циркуляции, называемые конвективными потоками.
![]()

![]()
![]()



![]()

.....,
-
-
Рис. 11-11. Благоприятные ветры вблизи области высокого давления.
![]()
Рис. 11-12. Предотвращение встречи с областью конвективнойтурбулентности.
Конвективные потоки вызывают возмущения воз духа (турбулентности), с которыми можно столкнуться при полёте на малых высотах в тёплую погоду. При полёте на малой высоте восходящие потоки обычно встречаются над заасфальтированными участками или пустынными (степными) территориями, а нисхо дящие - над поверхностью водоёмов или широкими растительными зонами (например, лесами). Обычно встречи с областями турбулентности можно избежать, если двигаться на большей высоте, над слоями кучевых облаков (рис. 11-12).
Конвективные потоки особенно заметны на участ ках, где суша прямо соприкасается с большой водной массой, например, океаном, морем или большим озе ром. В течение дня земля нагревается быстрее, чем вода, поэтому температура воздуха над сушей возрас тает, а его плотность падает. Этот воздух поднимается,
и на его место приходит более холодный и плотный воздух со стороны водной поверхности. Этот процесс становится причиной возникновения так называемого прижимного ветра, или морского бриза. И напротив, ночью земля охлаждается быстрее воды, как и воздух над этими участками. Поэтому тёплый воздух над во дой поднимается вверх, и его место занимает более холодный и плотный воздух со стороны суши, созда вая так называемый отжимной ветер, или береговой бриз. Таким образом, направления местной цирку ляции всё время изменяются на противоположные. Конвективные потоки могут возникать в любых обла стях земной поверхности, где имеет место её неравно мерный нагрев (рис. 11-13).
Конвективные потоки вблизи земной поверхности могут влиять на управляемость ЛА. Например, при за ходе на посадочную прямую воздух, поднимающийся
над лишённой растительности местностью, создаёт баллонный эффект, который может привести к пере лёту заданной точки посадки. С другой стороны, при заходе на посадку над большой водной поверхно стью или зоной густой растительности часто воз никает эффект парашютирования, в результате ко торого ЛА может коснуться земли раньше заданной точки посадки (рис. 11-14).
Влияние препятствий на параметры ветра
Существует ещё один связанный с атмосферой фак тор, который может создать сложности при пилоти ровании ЛА. Расположенные на земле препятствия могут менять параметры ветра, неожиданно создавая опасные ситуации. Топография земной поверхности и крупные здания могут нарушать движения воз душных потоков, приводя к возникновению порывов ветра с переменными направлением и скоростью. К препятствиям, влияющим на ветер, относятся как соз данные человеком структуры (например, ангар), так и большие естественные препятствия - горы, обрывы или каньоны. Особенно важно сохранять предельную внимательность при движении вблизи аэропорта, где
большие здания или естественные препятствия могут быть расположены в непосредственной близости от ВПП (рис. 11-15).
Интенсивность турбулентности, вызванной препят ствием на земле, зависит от размера препятствия и первоначальной скорости ветра. Такая турбулентность способна существенным образом повлиять на взлётные и посадочные характеристики ЛА и может представлять очень серьёзную опасность. На стадии посадки турбу лентность может привести к тому, что ЛА «нырнёт», и высота полёта не позволит преодолеть препятствия во время захода на посадку.
Аналогичное явление, но в ещё более заметной форме, возникает во время полёта над гористой местностью (рис. 11-16). В то время, как на наветренной стороне горы ветер не встречает на своём пути препятствий, и восходящие потоки поднимают ЛА при пролёте над вер шиной, на подветренной стороне ветер ведёт себя иначе. Обтекая гору с подветренной стороны, воздушный поток в своём движении повторяет профиль местности и ста новится всё более турбулентным. Возмущённый воздух прижимает ЛА к боковой поверхности горы. Чем силь нее ветер, тем выше нисходящее давление и тем силь нее турбулентность.

Об тный поток
Рис. 11-13. Конвективные потоки морского и берегового бризов.

Рис. 11-14. Воздушные потоки, возникающие при изменении параметров земной поверхности.
Значительное влияние на параметры ветра оказы вает профиль местности в горных долинах и каньонах, создавая сильные нисходящие потоки. Перед полётом, маршрут которого проходит над гористой местностью или вблизи неё, пилотам, незнакомым с особенностями ландшафта, рекомендуется проконсультироваться у ин структора, имеющего опыт таких полётов.
Сдвиг ветра на малых высотах
Сдвиг ветра - это внезапное значительное измене ние его скорости и/или направления над небольшим участком поверхности Земли. Сдвиг ветра может вы звать резкий подъём или снижение ЛА, а также при вести к изменению горизонтальной траектории дви жения. Хотя сдвиг ветра может произойти на любой высоте, на малых высотах он особенно опасен из-за близости ЛА к земле. При сдвиге ветра на малых высо тах его направление может измениться на противопо ложное, а скорость - на 90 км/ч и более. Сдвиг ветра на малых высотах обычно бывает вызван проходящими атмосферными фронтами, грозами и температурными инверсиями при сильном (более 45 км/ч) ветре в сред них слоях атмосферы.
Сдвиг ветра опасен для ЛА по многим причинам. Быстрые изменения направления и скорости ветра от носительно ЛА нарушают его нормальное движение
и влияют на лётно-технические характеристики. В зависимости от скорости и направления ветра влия ние сдвига может быть как лёгким, так и очень зна чительным. Например, резкая смена попутного ветра на встречный приводит к повышению скорости ЛА и улучшению его аэродинамических характеристик. И наоборот, если встречный ветер меняется на попут ный, воздушная скорость ЛА резко падает, а аэроди намические характеристики ухудшаются. И в том и в другом случае, пилот должен быть готов немедленно отреагировать на атмосферные изменения, чтобы со хранить управляемость ЛА.
Наиболее значительные срывы ветра, как правило, бывают вызваны конвективными осадками или гро зовыми ливнями. Конвективные осадки могут стать причиной одного из самых опасных видов срыва ветра, который называется микропорывом. Типичный микро порыв обычно возникает в зоне менее 2 км шириной и менее 300 м высотой. Продолжительность микропо рыва составляет примерно 14 минут, в течение которых он способен вызвать нисходящий поток со скоростью до 30 м/с. Он также может вызвать опасное измене ние направления ветра (на 45° и более) в течение не скольких секунд.
Если сдвиг ветра происходит, когда ЛА находится близко к земле, эти мощные нисходящие потоки и бы страя смена направления ветра могут привести к тому,

Рис. 11-15. Турбулентность, вызванная искусственными препятствиями.

Рис. 11-16. Турбулентность в гористой местности.
что пилот в значительной степени или полностью утратит контроль над ЛА (рис. 11-17). При непреднаме ренном попадании в область микропорыва при взлёте самолёт проходит через следующие этапы: вначале встречный ветер улучшает его аэродинамические ха рактеристики (1); затем нисходящий воздушный по ток ухудшает их (2); далее, ветер резко меняет направ ление, становясь попутным (З); в результате, высота
уменьшается до опасного уровня либо происходит столкновение с землёй (4).
Микропорывы обычно бывает сложно обнаружить, поскольку они возникают в относительно ограничен ных по размеру областях. В некоторых аэропортах уста новлены системы оповещения, целью которых является предупреждение пилотов о возможности возникнове ния микропорывов. Такая система представляет собой

Усиливающийся встречный ветер
Выходящий поток
Рис. 11-17. Воздействие микропорывов ветра.
сеть анемометров, размещаемых по всей территории аэропорта для обнаружения изменений в скорости ветра. Когда скорость ветра меняется более чем на 15 узлов (28 км/ч), пилоты получают предупреждение о возможности возникновения микропорывов. Такие си стемы называются системами предупреждения о сдви гах ветра на малых высотах (LLWAS).
Важно помнить, что сдвиг ветра может затронуть ЛА в любой момент и на любой высоте. Хотя пилотов ино гда предупреждают о возможности сдвига ветра, зача стую они происходят неожиданно, представляя собой постоянную скрытую угрозу безопасности полётов. Будьте всегда готовы к внезапному сдвигу ветра, осо бенно при полёте над грозой или атмосферным фрон том либо сквозь них.
Отображение ветра и давления на приземных синоптических картах погоды
Синоптические карты погоды обеспечивают пилотов информацией об атмосферных фронтах, областях вы сокого и низкого давления, приземных ветрах и давле нии для каждой метеостанции. Такие карты позволяют пилоту видеть расположение атмосферных фронтов и областей давления, но, что более важно, они содержат данные о ветре и давлении у земной поверхности для каждой местности. Для получения дополнительной информации о приземном анализе и картах погоды см. главу 12, «Авиационные метеорологические службы».
Параметры ветра обозначаются стрелкой, которая выходит из кружка, указывающего на местоположе ние станции наблюдения (рис. 11-18). Кружок станции занимает место острия стрелки, указывающей в том

![]()
![]()
![]()
Безветрие
В/35 узлов
С/50 узлов
6
3/105 узлов
Рис. 11-18. Обозначение ветра на приземных синоптических картах.
направлении, откуда дует ветер. Ветры идентифици руются направлением, откуда они дуют: например, если ветер северо-западный, это означает, что он дует с северо-запада на юго-восток. Скорость ветра обо значается «оперением» (штрихами или флажками) на линии стрелки. Длинный штрих означает скорость 10 узлов (18,5 км/ч), короткий штрих- 5 узлов (9,3 км/ч), а флажок - 50 узлов (92,6 км/ч).
Давление для каждой станции указывается на картах в миллибарах (мб). Области одинакового давления сое диняются на карте линиями, называемыми изобарами. Эти линии образуют сетку, отражающую барический градиент (степень изменения давления с расстоянием) (рис. 11-19). Изобары сходны с контурными линиями на топографических картах, указывающими на высоту местности и крутизну уклона. Например, если изобары располагаются близко друг к другу, это указывает на большой градиент ветра и преобладание сильных ве тров. И наоборот, малый градиент ветра отображается

(например, над открытыми водами). При отсутствии точной информации о верховых ветрах эти общие пра вила можно использовать для грубой оценки параме тров ветра на высоте нескольких сотен метров над УЗП.
Стабильность атмосферы
Рис. 11-19. Изобары указывают на барический градиент областей высокого или низкого давления.
редко расположенными изобарами, что является пока зателем слабых ветров. Изобары помогают определить положение циклонов и антициклонов, а также места гребней, ложбин и седловин. Циклон - это область с замкнутыми изобарами, давление в центре которой ниже, чем на периферии; антициклон - эта также об ласть с замкнутыми изобарами, у которой давление в центре выше, чем на периферии. Гребень - это узкая полоса высокого давления, ложбина - узкая полоса низкого давления. Седловина - это место пересечения гребня и ложбины или область между двумя цикло нами или двумя антициклонами.
Изобары предоставляют ценную информацию о па раметрах ветров в нижнем слое атмосферы (на высотах в несколько сотен метров над землёй). В непосредствен ной близости от земли направления ветров меняются под влиянием рельефа местности, а их скорость умень шается из-за трения о земную поверхность. В слое при мерно от 600 до 900 метров над поверхностью скорость ветра увеличивается, а его направление приближается к направлению линий изобар. Поэтому на синоптиче ских картах указываются параметры как приземных ветров, так и ветров на несколько большей высоте.
Обычно угол между направлением приземного ветра и ветра на высоте 600 м над уровнем земной поверхно сти (УЗП) составляет 20-40° в направлении по часовой стрелке, а скорость ветра на высоте выше, чем у при земного. Над пересечённой местностью направление ветра меняется сильнее, чем над гладкой поверхностью
Невозмущённость (стабильность) атмосферы зависит от её способности гасить вертикальное перемещение воздушных масс. В невозмущённой атмосфере вер тикальное движение воздуха затруднено, а неболь шие вертикальные возмущения гасятся и исчезают. В возмущённой атмосфере небольшие вертикальные перемещения воздуха имеют тенденцию к усиле нию, что ведёт к возникновению вихревых потоков и активной конвекции. Нестабильность атмосферы всегда сопряжена со значительной турбулентностью, обширным облачным слоем и неблагоприятными по годными условиями.
Из-за того, что с увеличением высоты атмосферное давление снижается, поднимающийся вверх воздух расширяется и охлаждается. С опускающимся воз духом происходит обратное: поскольку атмосферное давление растёт, его температура и плотность увели чиваются. Для обозначения этих процессов использу ются термины «адиабатический нагрев» и адиабати ческое охлаждение».
Адиабатическими называются явления, происходя щие в вертикальных воздушных потоках. Когда под нимающийся воздух попадает в область более низ кого давления, занимаемый им объём увеличивается. Расстояние между молекулами воздуха увеличивается, поэтому его температура падает. Таким образом, по мере движения воздушной массы вверх давление в ней падает, объём увеличивается, а температура уменьша ется. Когда воздух опускается, происходит противо положный процесс. Скорость, с которой температура понижается по мере увеличения высоты, называется вертикальным градиентом температуры. Средний вер тикальный градиент температуры в восходящем воз душном потоке составляет примерно 0,6 °С на 100 м (или 2 °С на 1000 футов).
Поскольку водяные пары легче воздуха, влага сни жает его плотность и заставляет подниматься вверх. И наоборот, при снижении влажности воздух ста новится плотнее и стремится вниз. Влажный воз дух охлаждается медленнее сухого - следовательно, прежде чем охладиться, он успеет подняться на большую высоту, чем окружающий воздух. Поэтому влажный воздух, как правило, менее стабилен, чем сухой. Сухоадиабатический градиент температуры (ненасыщенного влагой воздуха) составляет при мерно 1 °С на 100 м (или 3 °С на 1000 футов). Величина
На уровне моря в воздухе может содержаться 318 г водяного пара на 1 м3 воздуха при температуре 1О·с 600 г водяного пара на 1 м3 воздуха при температуре 20·с
![]()
![]()
1059 г водяного пара на 1 м3 воздуха при температуре 30·с
Если температура упадёт до 1О ·с,воздух сможет вместить только 318 г водных паров,
а оставшиеся 282 г конденсируются
в виде капельводы. Относительная влажность воздуха останется на уровне 100%.
![]()
Кубический метр воздуха с 600 г водяного пара находится в состоянии насыщения,
и его относительная плотность равна 100%.
Дальнейшее охлаждение приведёт к конденсации в форме тумана, облаков, росы. Следовательно,
при этих параметрахтемпература 20·с
является точкойросы.
1 ...
![]()
w
Если тот же кубический метр воздуха нагреть до 30·с, 600 г водяного пара обеспечат относительную влажность 57%(600 г водяного пара
составляют 57%от 1059 г, которые воздух может вместить при данной температуре).
Рис. 11-20. Связь между относительной влажностью, температурой и точкой росы.
влажноадиабатического градиента температуры ле жит в пределах от 0,3 °С до 0,9 °с на 100 м (или от 1,1 °С до 2,8 °С на 1000 футов).
Итак, невозмущённость воздуха и связанная с этим погода определяются сочетанием влажности и темпе ратуры воздуха. Холодный и сухой воздух очень ста билен и препятствует вертикальному движению, что, как правило, обеспечивает хорошую, ясную погоду. Наибольшая возмущённость воздуха возникает, когда он тёплый и влажный, как, например, летом в тропи ческих регионах. В этих районах Земли из-за неста бильности атмосферы грозы случаются практиче ски ежедневно.
Относительная влажность
Влажностью называется количество водяного пара, присутствующего в атмосфере в определённый мо мент. Относительная влажность - это фактическое количество влаги в воздухе, отнесённое к максималь ному количеству влаги, которое воздух способен вме стить при данной температуре. Так, если текущая от носительная влажность составляет 65%, это означает, что воздух содержит 65% от максимального количе ства влаги, которое он способен вместить при данных температуре и давлении. Например, на большей части
территории западных штатов США высокая влаж ность бывает крайне редко, в то время как в южных штатах в тёплое время года она иногда может дости гать 75-90% (рис. 11-20).
Связь температуры и точки росы
Относительная влажность воздуха определяется со отношением его температуры и точки росы. Точка росы - это температура, при которой воздух не спо собен вместить больше влаги, чем в нем содержится в данное время. Когда температура воздуха снижается до точки росы, воздух становится абсолютно насыщен ным, и влага начинает конденсироваться в форме ту мана, росы, инея, облаков, дождя, града или снега.
Когда поднимающийся вверх влажный и нестабиль ный воздух достигает высоты, на которой его темпера тура становится равной точке росы, в этой точке часто начинается образование облаков. При движении вверх ненасыщенный воздух охлаждается со скоростью 0,82 °С на 100 м, а значение точки росы снижается со скоростью 0,15 °С на 100 м. В результате температура воздуха и точка росы сближаются со скоростью 0,67 °С. Используя известное значение скорости сходимости температуры и точки росы, определим высоту нижней
кромки облачности.
Температура воздуха (Т) = 29 °С, точка росы (ТР) 22 °С, скорость сходимости (СС) = 0,67 °С
Т - ТР = разрыв между температурой и точкой росы (ЛТР)
ЛТР/СС =х
х · 100 м = высота нижней кромки облачности над УЗП.
Пример:
29 °С - 22 °С = 7 °С
7 °С 7 0,67 °С= 10,4
10,4 · 100 = 1040 м, высота нижней кромки облачности над УЗП равна 1040 м.
Объяснение:
Если у земной поверхности температура наружного воздуха (ТНВ) равна 29 °С, а точка росы 22 °С, разрыв между ними составляет 7 °С. Разделим разрыв между температурой и точкой росы на скорость сходимо сти 0,67 °С, а затем умножим полученную величину на 100 м, чтобы определить приблизительную высоту нижней кромки облачности.
Способы достижения воздухом точки насыщения
Если воздух достиг точки насыщения, в которой его температура приближается к точке росы, крайне ве роятно возникновение тумана, низкой облачности и осадков. Воздух может достичь точки полного на сыщения в четырёх случаях. Первый - когда тёплый воздух при движении соприкасается с холодной по верхностью. Второй - при смешивании холодного и тёплого воздуха. Третий - при охлаждении воздуха в ночное время при соприкосновении с холодной землёй. Четвёртый случай-когда воздух поднимается или вы тесняется вверх.
По мере движения вверх воздух поглощает тепловую энергию, которая необходима ему для расширения. В результате поднимающийся воздух быстро теряет тепло. Не насыщенный влагой воздух теряет тепло со скоростью примерно 1 °С на каждые 100 м высоты. Вне зависимости от факторов, вызвавших насыщение воз духа, такой воздух приносит с собой облачность, дожди и другие критические погодные условия.
Роса и иней
Во время холодных ночей температура земной поверх ности и находящихся на ней объектов может снизиться до значений, которые вызовут падение температуры
окружающего воздуха ниже точки росы. Когда это про исходит, содержащийся в воздухе водяной пар конден сируется и осаждается на земле, постройках и других объектах (например, автомобилях или самолётах). Эти осадки принимают форму росы, которую иногда можно видеть на траве по утрам. Если температура воз духа ниже точки замерзания, влага осаждается в форме инея. В то время как роса не представляет опасности для ЛА, иней несёт в себе несомненную угрозу для без опасности полётов. Иней нарушает связность воздуш ного потока, обтекающего крыло, и может значительно снизить создаваемую им подъёмную силу. Он также увеличивает лобовое сопротивление, что (в сочетании с падением подъёмной силы) может отрицательно по влиять на взлётные характеристики ЛА. Поэтому перед полётом ЛА должен быть полностью очищен и свобо ден от инея.
Туман
Туман - это облачность, начинающаяся в пределах 15 мот земли. Обычно он возникает, когда температура воздуха в непосредственной близости от земли прибли жается к точке росы. При этом содержащиеся в воздухе водяные пары конденсируются и приобретают форму дымки различной плотности. Туманы подразделяются на виды в соответствии со способами их возникнове ния, которые, в свою очередь, определяются текущей температурой и количеством водяного пара в воздухе.
В ясные ночи, при относительно слабом ветре или полном безветрии, может образовываться радиацион ный туман (рис. 11-21). Обычно, он возникает в низко лежащих областях, например, в горных долинах. Этот вид тумана образуется в результате радиационного ох лаждения земной поверхности, когда температура при земного воздуха достигает точки росы. После восхода солнца, сопровождающегося повышением темпера туры, радиационный туман поднимается с поверхности земли и постепенно рассеивается. При усилении ветра рассеяние радиационного тумана может существенно ускориться. Если слой радиационного тумана имеет высоту меньше 6 м, его называют приземным туманом. При движении массы тёплого и влажного воздуха над холодной поверхностью суши или воды часто возни кает адвективный туман. В отличие от радиационного, для появления адвективного тумана необходим ветер. Образованию и усилению тумана способствует ветер скоростью до 28 км/ч; более сильный ветер обычно приводит к тому, что туман поднимается, формируя низколежащие слоистые облака. Адвективные туманы обычно встречаются в прибрежных областях, когда воздух с моря, движимый морским бризом, оказыва
ется над холодной землёй.

Рис. 11-21. Радиационныйтуман.
Когда влажный стабильный воздух поднимается вдоль участков земли с уклоном (например, вдоль горного хребта), это приводит к образованию тумана склонов. Для образования и устойчивого существова ния этого вида тумана также необходим ветер. Туманы склонов и адвективные туманы, в отличие от радиаци онных, могут не рассеяться с восходом солнца и оста ваться над поверхностью земли в течение нескольких дней. Они также могут иметь существенно большую толщину слоя, чем радиационные туманы.
Морозное парение, или морской туман, образуется, когда холодный и сухой воздух перемещается над более тёплой водной поверхностью. Испаряясь, вода поднимается вверх, напоминая дымку. Туманы этого вида обычно образуются над большими водными по верхностями в холодное время года. С морозным паре нием обычно бывают связаны небольшая турбулент ность и обледенение.
Ледяной туман образуется при холодной погоде, когда температура воздуха значительно ниже точки за мерзания и водяные пары напрямую превращаются в кристаллы льда. Он возникает в тех же условиях, что и радиационный туман, но при низкой температуре - обычно -30 °Си ниже. Ледяной туман образуется, глав ным образом, в арктических регионах, но иногда воз никает и в умеренных широтах в холодное время года.
Облака
Облака - видимые продукты идущих в атмосфере процессов, часто указывающие на характер погоды в ближайшем будущем. Для образования облаков необходимо достаточное количество водяного пара и ядер конденсации, а также условия для охлажде ния воздуха. При охлаждении воздуха и достижении им точки насыщения невидимый водяной пар пере ходит в видимое состояние. Конденсируясь, влага
осаждается на мельчайших твёрдых частицах, таких как пылинки, крупинки солей и частицы дыма, кото рые называют ядрами конденсации. Процесс конден сации может начаться в атмосфере только при нали чии ядер конденсации.
Облака подразделяются на виды по высоте, форме и поведению. В зависимости от высоты нижней кромки облака делятся на низкие, средние и высокие, а также на облака вертикального развития (рис. 11-22).
Низкие облака образуются вблизи поверхности Земли и имеют вертикальную протяжённость до 2 км над УЗП. Они состоят, главным образом, из водных ка пель, но могут включать в себя и капли переохлаждён ной воды, которая вызывает опасное обледенение ЛА. К типичным низким облакам относятся слоистые, сло исто-кучевые и слоисто-дождевые. Туман также счита ется разновидностью низкой облачности. Облака этого вида приводят к снижению потолка, ухудшают види мость и способны быстро менять свои характеристики. Поэтому их наличие должно учитываться при плани ровании полётов, а иногда они приводят к тому, что по лёты по правилам визуального пилотирования (ПВП) становятся невозможными.
Средние облака образуются на высоте примерно 2 км над УЗП и могут тянуться до высоты 6 км. Они состоят из воды, кристаллов льда и капель переохлаждённой воды. К типичным облакам среднего яруса относят высокослоистые и высококучевые. С такими облаками можно столкнуться на маршрутных полётах, проходя щих на достаточно больших высотах. Высокослоистые облака могут содержать турбулентности и вызвать уме ренное обледенение. Высококучевые облака, которые обычно возникают при растекании высококучевых, также могут содержать небольшие турбулентности и вызывать обледенение.
Высокие облака образуются на высоте более 6 км над УЗП, как правило, только в условиях невозмущён ного воздуха. Они состоят из кристаллов льда и не представляют опасности для полётов. Типичные об лака верхнего яруса - перистые, перисто-слоистые и перисто-кучевые.
Облака с протяжённым вертикальным развитием представляют собой кучевые облака, собирающи еся по вертикали в мощные кучевые или кучево-до ждевые облачные массы. Такие облака обычно об разуются в нижнем или среднем ярусе, но по мере развития могут достигать и верхних ярусов облачно сти. Башеннообразные кучевые облака указывают на области возмущённой атмосферы, а воздух внутри и вокруг них является турбулентным. Облака этого вида часто превращаются в кучево-дождевые или грозовые. Кучево-дождевые облака в больших количествах содер жат влагу и возмущённый воздух и обычно вызывают

Слоисто-кучевые
Рис. 11-22. Основные виды облаков.
опасные погодные явления, такие, как грозовые раз ряды, град, торнадо, порывистый ветер и сдвиг ветра. Эти вертикальные облака могут быть скрыты внутри других облачных образований и не всегда видны с земли или во время полёта. В этом случае такие облака называют маскированными, отсюда понятие «маски рованной грозы».
Из всех видов облаков кучево-дождевые являются, наверное, наиболее опасными для пилотов. Они по являются как одиночные образования или группами. Их часто называют грозами (внутримассовыми или орографическими). Нагревание воздуха вблизи по верхности Земли вызывает внутримассовую грозу, а восходящее движение воздуха в горных областях - орографическую. Кучево-дождевые облака, выстро ившиеся в непрерывную линию, называют непрямым грозовым поясом или шквалистым фронтом.
Поскольку кучево-дождевые облака создаются восхо дящими воздушными массами, они бывают высокотур булентными и представляют значительную угрозу без опасности полётов. К примеру, при попадании в зону грозы ЛА может подвергаться воздействию восходящих и нисходящих потоков со скоростью более 50 км/ч. Помимо этого, грозы могут вызывать сильные ливни и
град, мощные электрические разряды и торнадо, кото рые представляют потенциальную опасность для ЛА.
От зарождения до рассеивания гроза проходит через три стадии развития. Первая - стадия кучевого об лака, во время которой начинается подъём воздушных масс. При достаточных влажности и возмущённости атмосферы облака продолжают расти в вертикальном направлении. Сильные восходящие потоки удержи вают влагу в верхних слоях, не позволяя ей опускаться. Увеличиваясь в размерах, восходящие области стано вятся больше, чем индивидуальные воздушные потоки. В течение примерно четверти часа гроза переходит в стадию зрелого грозового облака, которая является периодом наибольшей интенсивности за весь цикл раз вития грозы. В это время частицы влаги (капли дождя или кристаллы льда) становятся слишком тяжёлыми, чтобы воздушный поток мог удерживать их в облаке, и начинают падать на землю в форме дождя или града. При этом возникает нисходящее движение воздуха. Таким образом, в облаке и вблизи от него одновре менно содержатся тёплый восходящий воздух, связан ный с осадками нисходящий воздух и сильно возму щённый воздух. Ниже облака нисходящее движение воздуха приводит к возникновению приземных ветров

Рис. 11-23. Цикл развития грозы.
и падению температуры. Как только вертикальное дви жение у верхней границы облака замедляется, верхний слой облака растекается в стороны, приобретая харак терную форму «наковальни». В этот момент гроза на чинает рассеиваться, поскольку нисходящие потоки усиливаются и замещают восходящие, необходимые для её продолжения (рис. 11-23).
Пролёт над грозой на лёгком ЛА невозможен. Верхняя кромка сильной грозы может располагаться выше тро попаузы и на некоторых широтах иногда достигает ошеломляющей высоты 15-20 км. Пролёт под грозой со пряжён с попаданием в зону дождя или града, сильных электрических разрядов и мощной турбулентности. Пилотам рекомендуется не приближаться к сильным или создающим значительное радиолокационное эхо грозам более чем на 40 км, поскольку зона дождя или града может быть на несколько километров шире, чем грозовой фронт. Если обойти грозу невозможно, лучше всего не подниматься в воздух до её окончания.
Основные типы облаков могут подразделяться на разновидности в зависимости от их внешнего вида и состава.
Ниже приведён перечень разновидностей облаков.
Кучевые облака (Cumulus) - плотные с резко очер ченными контурами, напоминающие холмы, ку пола, горы.
Слоистые облака (Stratus) - однородный серый об лачный слой.
Перистые облака (Cirrus) - нити, гряды или по лосы волокнистой структуры на высоте более 6 км.
Башеннообразные облака (Castellanus) - с гладкой нижней границей и неровной верхней, напомина ющие башни замка.
Линзообразные облака (Lenticularus) - в форме линзы, образующиеся над горными массивами при сильном ветре.
Дождевые облака (Nimbus) - облака, приносящие дождь.
Разорванные облака (Fracto) - рваные, клочковатые.
Высокие облака (Alto) - находящиеся на верхнем или среднем ярусе (от 1,5 км до 6 км над УЗП).
Нижняя кромка облачности
В авиации нижней кромкой облачности называют рас стояние от земной поверхности до нижнего слоя об лаков при значительной или сплошной облачности, а также вертикальную видимость при неблагопри ятных условиях, например, при тумане или дымке. Облачность считается значительной, если от 5/8 до 7/8 неба покрыто облаками. Сплошная облачность
означает, что облаками покрыто всё небо. Актуальная информация о нижней кромке облачности поступает в регулярных авиационных сводках погоды (METAR) или от автоматических метеостанций различных типов.
Видимость
Видимость непосредственно связана с интенсивно стью облачности и её нижней кромкой. Видимостью называют наибольшую горизонтальную дистанцию, на которой объекты достаточной величины могут быть видны невооружённым глазом. Актуальная ин формация о видимости также содержится в сводках METAR и других синоптических документах, а также предоставляется автоматическими метеостанциями. Пилоты получают информацию о видимости на осно вании метеопрогноза во время предполётного погод ного инструктажа.
Осадки
Под осадками понимаются частицы воды в любом агре гатном состоянии, падающие на землю из атмосферы. Осадки оказывают существенное влияние на безопас ность полётов. В зависимости от типа, осадки могут снижать видимость, вызывать обледенение ЛА, влиять на его взлётные и посадочные характеристики.
Причиной возникновения осадков является увели чение частиц воды или льда до размеров, при которых атмосфера уже не может их удержать. При падении на поверхность Земли осадки принимают различную форму, включая морось, дождь, ледяной дождь, град, снег илёд.
Моросью называют дождь, состоящий из очень мел ких капель воды - менее 0,5 мм в диаметре. Морось обычно возникает вместе с туманом или низкими сло истыми облаками. Обычный дождь состоит из более крупных капель воды, чем морось. Дождь, который испаряется, не достигая поверхности Земли, называ ется вирга. Переохлаждённый дождь и переохлаждён ная морось возникают, когда температура земли ниже точки замерзания, и дождь превращается в лёд в мо мент контакта с поверхностью.
Если дождь сопровождается температурной инвер сией, он может замёрзнуть при прохождении через нижележащие холодные слои воздуха. В этом случае он падает на землю в форме ледяной крупы. Ледяная крупа свидетельствует о температурной инверсии и о том, что на высоте идёт переохлаждённый дождь. Град представляет собой замёрзшие капли воды, ко торые поднимаются и опускаются вместе с воздуш ными потоками внутри облаков, набирая на себя влагу и постепенно увеличиваясь в размерах. Как только
восходящие потоки больше не могут удержать замёрз шую воду, она падает на землю в форме града. Градины могут быть размером с горошину, а иногда достигают десяти и более сантиметров в диаметре - больше, чем теннисный мяч.
Снег - это влага в форме кристаллов льда, которые падают на землю равномерно или с переменной ин тенсивностью (например, при сильных снегопадах). Частицы снега могут различаться по размерам - от очень маленьких крупинок (зёрен) и до больших хло пьев. Снежные зёрна по размерам соответствуют ка плям мороси.
Вне зависимости от типа осадков, они представляют угрозу для безопасности полётов. Осадки часто сопро вождаются низкой кромкой облачности и снижением видимости. ЛА, поверхность которых покрыта льдом, снегом или инеем, перед полётом должны быть тща тельно очищены, иначе это может быть чревато разру шением набегающего воздушного потока и падением подъёмной силы. Дождь может привести к попаданию воды в топливные баки. Осадки способны вызывать опасные ситуации на ВПП, затрудняя взлёт или по садку или даже делая их невозможными.
Воздушные массы
Воздушные массы классифицируют по регионам, в ко торых они образуются. Это большие объёмы воздуха, свойства которых определяются характеристиками окружающей её среды или области формирования. Область формирования - это территория, над кото рой воздух остаётся относительно малоподвижным (застойным) в течение нескольких дней или дольше. В течение периода застоя воздушная масса приобре тает температурные и влажностные характеристики области её формирования. Зоны застоя атмосферы на ходятся в полярных регионах, в тропических районах океана и над пустынями. Воздушные массы обычно подразделяют на полярные и тропические (на основа нии температурных характеристик) и морские и кон тинентальные (на основе содержания влаги).
Континентальная полярная воздушная масса форми руется над полярным регионом и приносит с собой хо лодный и сухой воздух. Морские тропические воздуш ные массы формируются над тёплыми тропическими водами (например, в Карибском море) и приносят тёплый и влажный воздух. Когда воздушная масса по кидает область формирования и проходит над поверх ностью земли или воды, она приобретает свойства на ходящейся под ней территории, и это меняет природу воздушной массы (рис. 11-24).
Воздушная масса, проходящая над более тёплой по верхностью, нагревается в своих нижних слоях, и это
![]()

Типы воздушных масс обозначаются стандартными аббревиатурами: арктические (А), континентальные полярные (сР), морские полярные (mP), континентальные тропические (сТ) и морские тропические (mT).
сР

![]()
ст
![]()
Рис. 11-24. Области формирования воздушных масс в Северной Америке.
создаёт конвективные потоки, несущие воздух вверх. Так возникает нестабильная воздушная масса с хорошей видимостью в приземном слое. Влажный возмущённый воздух вызывает образование кучевых облаков, ливни и турбулентности атмосферы.
тёплый;
холодный;
стационарный;
окклюдированный.
При любом обсуждении фронтальных систем следует
И наоборот, в воздушной массе, проходящей над более холодной поверхностью, не образуются конвективные потоки, и возникает невозмущённая воздушная масса с низкой приземной видимостью. Плохая видимость объ ясняется тем, что пыль, дым и другие частицы не могут подняться в верхние слои воздуха и остаются вблизи по верхности земли. Невозмущённая воздушная масса вы зывает образование низких слоистых облаков и тумана.
Атмосферные фронты
Перемещаясь над поверхностью земли или воды, воз душная масса рано или поздно встречается с другой воздушной массой, обладающей иными характери стиками. Граничный слой между воздушными мас сами двух типов называется атмосферным фронтом. Приближающийся атмосферный фронт любого типа всегда несёт с собой изменения погодных условий.
Существует четыре типа атмосферных фронтов, ко торые имеют названия в соответствии с температурой приходящего воздуха относительно температуры заме щаемого воздуха (рис. 11-25):
помнить, что двух одинаковых атмосферных фронтов не бывает. Однако, обобщённые погодные условия, ко торые связаны с тем или иным атмосферным фронтом, помогают отнести его к одному из типов.
Тёплый фронт
Тёплый фронт возникает, когда холодный воздух за мещается более тёплой воздушной массой. Тёплые фронты движутся медленно, обычно со скоростью от 15 до 40 км/ч. При движении клин тёплого фронта «на ползает» на слой более холодного воздуха и постепенно вытесняет его. Нагретый воздух, который содержат тё плые фронты, часто имеет очень высокую влажность. Когда тёплый воздух движется вверх, его температура падает, и начинается конденсация.
Обычно перед прохождением тёплого фронта вдоль его передней границы образуются перистые или слои стые облака, а также туман. В летнее время возможно образование кучево-дождевых облаков (гроз). Можно ожидать выпадения осадков (лёгких или умеренных) в форме дождя (в том числе, со снегом или градом),
-- -
Символы, обозначающие приземные атмосферные фронты и другие более интенсивной, облака, судя по виду, слоистые с
типы линий, присутствующие на картах анализа поверхности нижней кромкой на уровне 6000 футов. Видимость
снижается примерно до 6 миль с лёгким туманом, ба
![]()
![]()
-
• • .•.
- • -
тёплый фронт (красный)*
рометрическое давление падает. При приближении
холодный фронт (голубой)* стационарный фронт (красно-голубой)*
![]()
![]()
![]()
А окклюдированный фронт (пурпурный)*
![]()
*Примечание. В зависимости от области формирования атмосферные фронты могут изображаться белым, черным или другими цветами. Фронты, выделенные uветом. не всегда обозначаются символами.
Рис. 11-25. Условные обозначения, использующиеся для указания расположения атмосферных фронтов на синоптических картах.
снега или мороси, что сопровождается снижением ви димости. Ветры обычно дуют с юго-юго-востока, уста навливается прохладная или холодная погода, а точка росы поднимается. Далее, по мере приближения тё плого фронта, барометрическое давление продолжает падать, пока фронт полностью не покинет территорию. Во время прохождения тёплого фронта образуются слоистые облака и возможно выпадение осадков в форме мороси. Видимость обычно низкая, но при смене направления ветра может улучшиться. С притоком от носительно тёплого воздуха температура начинает расти. Точка росы чаще всего остаётся неизменной, а
давление стабилизируется.
После прохождения тёплого фронта преобладают слоисто-кучевые облака, возможны ливни. Видимость постепенно повышается, но туман может в течение некоторого времени сохраняться. Направление ветра обычно юго-юго-восточное. В условиях тёплой погоды точка росы поднимается и затем стабилизируется. Барометрическое давление обычно немного поднима ется, а затем начинает опускаться.
Полёт навстречу приближающемуся тёплому фронту
Зная общие принципы возникновения и развития тё плых фронтов, можно судить о том, какие атмосферные условия следует ожидать при встрече с таким фрон том во время полёта. На рис. 11-26 показан тёплый фронт, движущийся в восточном направлении от го рода Сент-Луис, штат Миссури, к Питтсбургу, штат Пенсильвания (США).
Во время вылета из Питтсбурга погодные условия там простые согласно правилам визуальных полётов (ПВП), с незначительной перистой облачностью на вы соте 15 ООО футов. По мере движения на запад (по на правлению к городу Коламбус) и приближения к над вигающемуся тёплому фронту облачность становится
к Индианаполису погода ещё более ухудшается, ниж няя кромка рваных облаков опускается до 2000 фу тов, видимость падает до 3 миль и начинается дождь. Температура и точка росы остаются неизменными, по этому возможно образование тумана. Над Сент-Луисом небо затянуто низкими облаками с моросью, види мость не более 1 мили. Дальше Индианаполиса нижняя кромка облачности и видимость не позволяют вести визуальное пилотирование. Поэтому будет разумным оставаться в Индианаполисе до полного ухода тёплого фронта, на что может потребоваться 1-2 дня.
Холодный фронт
Холодный фронт возникает, когда масса холодного, плотного и невозмущённого воздуха в процессе своего движения замещает более тёплый воздух.
Холодные фронты движутся быстрее тёплых - со скоростью от 40 до 50 км/ч. Очень холодные фронты иногда могут двигаться со скоростью до 100 км/ч. Свойства и ход развития холодных и тёплых фронтов обычно прямо противоположны. Воздух, содержа щийся в холодном фронте, настолько плотный, что он остаётся вблизи поверхности и действует как плуг, про двигаясь под слой более тёплого воздуха и вытесняя его вверх. Восходящий воздух вызывает резкое падение температуры и приводит к образованию облаков. Тип формирующейся облачности зависит от возмущённо сти тёплой воздушной массы. В северном полушарии холодные фронты обычно ориентированы с северо востока на юго-запад и могут иметь протяжённость в несколько сотен километров, охватывая значитель ные территории.
Перед прохождением холодного фронта облачность обычно бывает перистой или башеннообразной ку чевой, иногда возможно образование кучево-дожде вых облаков. Быстрое образование облаков вызывает ливни и лёгкий туман. Юго-юго-западный ветер уно сит тёплый воздух, который замещается более хо лодным. На скорое приближение холодного фронта указывают высокая точка росы и падение барометри ческого давления.
После прохождения холодного фронта башенноо бразные кучевые или кучево-дождевые облака оста ются преобладающими на небе. При достаточной мощ ности холодного фронта возможны сильные ливни, сопровождающиеся молниями, громом и/или градом. Наиболее сильные холодные фронты способны вызвать торнадо. Во время прохождения холодного фронта

Перисто-слоистые

999 1002 1005 1008 1011 1014
;-
0VC010 | 18/18 д2960 | ||||
МЕТАR | КIND BKN020 | 1950Z | 16012КТ 15/15 | зsм А2973 | RA |
МЕТАR | ксмн 0VC060 | 1950Z | 13018КТ 14/10 | 6SM HZ А2990 | |
МЕТАR | КР/Т | 1950Z | 13012КТ | 10SM | |
SCT150 | 12/01 | А3002 | |||
999 /
1017
МЕТАR KSTL 1950Z 21018КТ 1SM -RA
1002
1005
!5Д321п66'
Рис. 11-26. Поперечное сечение тёплого фронта, приземная карта погоды и сводка МЕТАR.
видимость остаётся низкой, с переменным и порыви стым ветром, а температура и точка росы быстро па дают. Барометрическоедавление достигает минимума, а затем начинает постепенно повышаться.
После прохождения фронта башеннообразные куче вые и кучево-дождевые облака начинают рассеиваться, уступая место обычным кучевым облакам. Это при водит к прекращению осадков. Направление ветра меняется на западно-северо-западное, и видимость постепенно улучшается. Температура остаётся отно сительно низкой, а барометрическое давление про должает расти.
Быстро движущийся холодный фронт
Быстро движущиеся холодные фронты приводятся в движение барическими системами, располагающи мися на значительном удалении от самого фронта. Трение между земной поверхностью и воздушной мас сой холодного фронта замедляет его движение и увели чивает угол наклона фронтального клина. Результатом становится очень узкая полоса погоды, расположенная у переднего края фронта. Если вытесняемый холодным фронтом тёплый воздух относительно стабилен, на
некотором расстоянии перед фронтом может возни кать сплошная облачность с дождями. Если тёплый воз дух находится в возмущённом состоянии, возможны грозы и ливни. Вдоль фронта или перед ним может воз никать узкая грозовая зона, называемая шкваловой линией. Шкваловые линии представляют серьёзную угрозу для пилота, поскольку грозы в этих зонах очень интенсивны и движутся с высокой скоростью. Быстро движущийся холодный фронт обычно оставляет за собой чистое небо, порывистые турбулентные ветра и низкую температуру.
Полёт навстречу приближающемуся холодному фронту
Как и в случае тёплых фронтов, все холодные фронты отличаются друг от друга. Зная о приближении хо лодного фронта, пилот может прогнозировать погод ные условия, которые могут встретиться во время по лёта. На рис. 11-27 показан полёт из Питтсбурга, штат Пенсильвания, в Сент-Луис, штат Миссури.
Во время вылета из Питтсбурга погодные условия соответствуют правилам визуальных полётов (ПВП), видимость в тумане 3 мили, нижняя кромка рваной об лачности 3500 футов. По мере движения на запад, по
МЕГАR | KSTL SCT010 | 1950Z | 30018КТ 08/02 | 10SM f.2979 | |
МЕГАR | KIND | 1950Z | 20024КТ | ЗSМ | +тSRA |
OVC010 | 24/23 | Ю.974 | |||
МЕГАR | ксмн | 1950Z | 20012КТ | 6SM | HZ |
BKN025 | 25/24 | Ю.983 | |||
МЕГАR | KPIT SCT035 | 1950Z | 20012КТ 24/22 | зsм f.2989 | FU |
1008
/дианаnо1шс
1008
........,1
1011
Коламб\<
Пипсбурс 1014
/
1014

Ин
/
Рис. 11-27. Поперечное сечение холодного фронта, приземная карта погоды и сводка МЕТАR.
направлению к Коламбусу и приближающемуся север ному фронту, начинается вертикальное развитие об лачности, и нижняя кромка опускается до 2500 футов. Видимость 6 миль в дымке, барометрическое давление падает. По мере приближения к Индианаполису погода ухудшается, облачность становится сплошной с ниж ней кромкой 1000 футов, видимость падает до 3 миль, начинаются грозы с сильными ливнями. У Сент-Луиса погода несколько улучшается, рваная облачность с нижней кромкой 1000 футов, видимость 10 миль.
Для разумного пилота наилучшим решением будет оставаться в Индианаполисе до тех пор, пока холодный фронт окончательно не пройдёт. Попытка пролететь ниже грозовой зоны или шкваловой линии сопряжена с серьёзной опасностью, а пролёт над грозой или в сто роне от неё невозможен. Протяжённость шкваловой ли нии может достигать от 500 до 800 км, что существенно превышает возможности лёгких самолётов.
Сравнение холодных и тёплых фронтов
Тёплые и холодные фронты по природе очень раз личны. Соответственно, различаются и опасности, свя занные с фронтами того или другого типа. Скорость,
внутренний состав и погодные явления, связанные с тем или иным фронтом, варьируются в очень широком диапазоне. Холодные фронты движутся со скоростью 30-55 км/ч, что значительно превышает скорость пере мещения тёплых фронтов, которая составляет от 15 до 40 км/ч. Угол наклона фронтального клина у холод ных фронтов больше, чем у тёплых. Холодные фронты обычно приносят с собой опасные погодные условия, которые возникают непосредственно у передней гра ницы фронта, а не на расстоянии от неё. Однако в лет нее время шкваловые линии могут образовываться впереди мощных холодных фронтов на расстоянии более 300 км от них. Тёплые фронты обычно связаны с низкой кромкой облачности, плохой видимостью и дождём, а холодные приносят с собой внезапные грозы, порывистый ветер, турбулентности, а иногда град или торнадо.
Быстрые холодные фронты приходят внезапно и могут полностью изменить погодные условия всего за несколько часов. После их прохождения погода быстро улучшается, преобладает сухой воздух, ви димость не ограничена. И напротив, о приближении тёплых фронтов всегда известно заранее, иногда за несколько дней.

Тёплый воздух

Перисто-слоистые
лШL
Питтсбург 600 миль
.J а+з2 .А Т s1-,.-,...,,,/, у
' }'"')'
¼•
62
1017 102"

Индианапол1 с
1017
/
•i; "(-
МЕТАR KSТL 1950Z 3102ЗG40КТ вsм
SCT035 05/МОЗ А2976
![]()
МЕТАR КIND 1950Z 29028G45КТ 1/2SM TSRAGR
1023 W005 18/16 А2970
![]()
МЕТАR ксмн 1950Z 16017КТ 2SM BR
оvсово 11/10 А2970
![]()
1020 1023
МЕТАR КРIТ 1950Z 13012КТ 75SM BKN130 08/04 А3012
Рис. 11-28. Поперечное сечение окклюдированного фронта, приземная карта погодыи сводка МЕТАR.
Сдвиг ветра
Вокруг областей высокого давления ветер отклоняется в направлении по часовой стрелке, а вокруг областей низкого давления - против часовой стрелки. Когда две воздушные массы располагаются рядом друг с другом, в точке их соприкосновения ветры дуют практиче ски в противоположных направлениях. Атмосферные фронты являются границами между воздушными мас сами с разным давлением, поэтому сдвиг ветра обычно происходит внутри фронта. Смена направления ветра наиболее характерна для холодных фронтов.
Стационарный фронт
Когда мощности двух воздушных масс примерно оди наковы, граница (фронт) между ними остаётся ста бильным и оказывает влияние на местные погодные условия в течение нескольких дней. Такой фронт на зывается стационарным. Со стационарными фронтами связана погода, которая является смесью метеоусло вий, характерных для тёплых и холодных фронтов.
Окклюдированный фронт
Окклюдированный фронт возникает, когда быстро дви жущийся холодный фронт пересекается с медленным
тёплым. По мере приближения окклюдированного фронта на какое-то время преобладающей становится тёплая погода, но сразу за ней следует погода холод ного фронта. Существует два типа окклюдированных фронтов. Тип фронта, а также приносимая им погода в значительной степени зависят от температур стол кнувшихся масс воздуха. Окклюзия холодного фронта происходит, когда температура быстро движущегося холодного фронта ниже, чем температура воздуха перед медленным тёплым фронтом. В этом случае хо лодный воздух замещает собой прохладный и толкает тёплый фронт вверх. Окклюзия холодного фронта обычно приносит с собой смешанную погоду и остав ляет воздух относительно невозмущённым. Окклюзия тёплого фронта происходит, когда воздух перед тёплым фронтом имеет более низкую температуру, чем воздух холодного фронта. В этом случае холодный фронт над вигается на тёплый сверху. Если воздух, вытесняемый вверх окклюзией тёплого фронта, возмущён, погодные условия становятся более суровыми, чем при окклюзии холодного фронта. Возможно возникновение гроз, дож дей и тумана.
На рис. 11-28 изображено поперечное сечение типо вой окклюзии холодного фронта. Тёплый фронт нави сает над преобладающим холодным воздухом, созда вая погоду, характерную для тёплых фронтов. Перед прохождением окклюдированного фронта на небе

Рис. 11-29. Движение воздушных потоков и турбулентность во время зрелой грозы.
обычно возникают перистые и слоистые облака, выпа дают лёгкие или умеренные осадки, видимость низкая, точка росы стабильна, а барометрическое давление па дает. Во время прохождения фронта на небе преобла дают слоисто-дождевые и кучево-дождевые облака, а иногда башеннообразные кучевые. Осадки могут быть сильными, видимость низкая, ветер переменный, ба рометрическое давление стабилизируется. После про хождения фронта на небе появляются слоисто-дожде вые и высокослоистые облака, осадки прекращаются, видимость улучшается.
Грозы
Для того, чтобы гроза могла сформироваться, воздух должен содержать достаточное количество водяного пара, вертикальный градиент должен быть нестабиль ным, а также необходимо наличие в атмосфере вос ходящих воздушных потоков. В возмущённом воздухе грозы иногда возникают спонтанно, продолжаются всего один-два часа и сопровождаются умеренными по рывами ветра и дождём. Такие грозы, называемые вну тримассовыми, обычно являются результатом нагрева поверхности Земли. Причиной возникновения стацио нарных гроз обычно становятся погодные условия. Их порождают атмосферные фронты, сталкивающиеся ветра и барические ложбины, вызывающие движение
воздуха вверх. Такие грозы часто выстраиваются в шкваловые линии. В зрелой фазе развития восходящие потоки становятся интенсивнее и сохраняются гораздо дольше, чем при внутримассовых грозах, отсюда и на звание «стационарные грозы» (рис. 11-29).
Для обеспечения безопасности полётов чрезвы чайно важно хорошо знать типы гроз и связанные с ними опасности.
Опасности
Погода может нести серьёзные угрозы безопасности полёта, и большинство этих угроз так или иначе свя зано с грозами. Опасные погодные условия возникают по одному или в различных комбинациях. Последний вариант наиболее характерен для шкваловых линий.
Шкваловые линии
Шкваловая линия представляет собой узкую полосу активных гроз. Она часто возникает на границе хо лодного фронта или перед ней, во влажном возму щённом воздухе, но может возникать и вне связи с каким-либо фронтом. Шкваловая линия может быть слишком длинной, чтобы её можно было облететь, и слишком широкой и опасной - для пролёта сквозь неё. Шкваловые линии часто содержат стационарные
грозы и представляют собой наибольшую угрозу, ко торую погодные условия в принципе могут создать для ЛА. Обычно они формируются очень быстро, достигая максимальной интенсивности днём или с наступле нием сумерек.
Торнадо
Во время сильных гроз воздух устремляется к нижней кромке облачности с большой скоростью. Если этому воздуху придано некоторое начальное вращение, он часто образует воронку очень высокой плотности, поднимающуюся от земной поверхности к облакам. Метеорологи оценивают скорость ветра в такой во ронке как превышающую 350 км/ч, притом, что дав ление внутри воронки достаточно низкое. Сильный ветер собирает с поверхности пыль и обломки, а низ кое давление создаёт колоколообразное облако, распо лагающееся ниже кромки облачности. Если облако не достигает поверхности земли, его называют воронкоо бразным облаком; если оно касается земли, это смерч.
Торнадо возникают как в изолированных грозовых
облаках, так и в шкваловых линиях. Атмосферные ус ловия, связанные с сильной турбулентностью, благо приятны для возникновения торнадо. Попадание ЛА в воронку торнадо почти неизбежно ведёт к его струк турному разрушению. Поскольку воронка поднимается значительно выше нижней кромки облачности, при по падании в сильную грозу пилот в любой момент может встретиться со скрытой в облаках воронкой.
Торнадо могут образовываться в ответвлениях ос новного облака, отстоящих от основной области осад ков и атмосферных разрядов на несколько километров. Поэтому любое облако, примыкающее к сильной грозе, несёт в себе угрозу безопасности полёта.
Турбулентность
Любая гроза вызывает турбулентность, которая может быть потенциально опасной для ЛА, а очень сильная гроза способна полностью его разрушить. Наиболее интенсивная турбулентность в облачном слое возни кает при срыве ветра между восходящим и нисходя щим воздушными потоками. Известны случаи сильных гроз, когда турбулентность срыва ощущалась на высоте нескольких сотен метров над грозовым облаком и бо лее чем в 30 км в сторо не от него. В зоне сдвига, свя занной с фронтом порывов ветра, возникает сильная приземная турбулентность. Часто на переднем крае грозы возникает облако цилиндрической формы, так называемый «шкваловый ворот», которое указывает на верхний рубеж сдвига и содержит особенно сильную турбулентность. Фронт порывов ветра часто удаляется
на значительное расстояние (до 25 км) от зоны осад ков. Этот фронт вызывает быстрое и резкое изменение приземного ветра в области, предшествующей прибли жающейся грозе. Подробное изложение опасных ситу аций, связанных с фронтом порывов ветра, содержится в информационном циркуляре ОО-50А, «Сдвиг ветра в приземном слое». На рис. 1 циркуляра показано схема тическое поперечное сечение грозы с областями за пре делами облаков, где можно встретить турбулентность.
Обледенение
Восходящие воздушные потоки, обеспечивающие раз витие грозы, несут с собой значительное количество воды в виде капель достаточно большого размера. Пересекая границу замерзания, эта вода становится переохлаждённой. Когда температура восходящего по тока падает до -15 °С, практически весь оставшийся в воздухе водяной пар сублимируется в кристаллы льда. Выше этого уровня, где ещё холоднее, количество пере охлаждённой воды начинает уменьшаться.
Переохлаждённая вода замерзает в момент контакта с поверхностью ЛА. Отложения в виде чистого льда могут возникнуть на любой высоте над границей за мерзания, но на больших высотах из-за малого размера капель переохлаждённой воды обледенение может принимать форму измороси или смеси измороси и чи стого льда. Избыток больших капель переохлаждённой воды в температурной зоне между О O и -15 °С приводит к очень быстрому обледенению чистым льдом, а в слу чае многоячейковых кластерных гроз возможны мно жественные столкновения с частицами льда. Грозовое обледенение особенно опасно для ЛА.
Гроза не является обязательным условием для воз никновения обледенения. Пилоты должны быть го товы к обледенению всякий раз, когда температура наружного воздуха опускается до О 0С, а влажность до статочно высока.
Град
Наряду с турбулентностью, град является наибо лее опасным для ЛА атмосферным явлением при грозе. Оказавшись выше границы замерзания, капли переохлаждённой воды начинают превращаться в лёд. При этом они сталкиваются и смерзаются друг с другом. В результате размер градин увеличивается, и иногда они превращаются в огромные ледяные шары. Крупный град обычно сопровождает сильные грозы с мощными восходящими потоками, которые дости гают большой высоты. В конце концов, воздух оказы вается не в состоянии удержать градины, и они падают на землю - иногда на значительном расстоянии от
центра грозы. Град может начаться в условиях совер шенно чистого воздуха в нескольких километрах от грозового облака.
Если градины движутся сквозь область атмосферы, где температура выше нуля, они начинают таять и иногда достигают земли в форме дождя с градом. Дождь в приземном слое часто сопровождается гра дом на высоте. Града следует ожидать во время любой грозы, особенно в зоне под большим кучево-дожде вым облаком с «наковальней». Градины диаметром более 1,3 см могут всего за несколько секунд нанести ЛА серьёзные повреждения.
Нижняя кромка облачности и видимость
Внутри грозового облака видимость обычно бывает ну левой. Ниже облака видимость также может быть огра ниченной из-за поднявшейся в воздух пыли и осадков. Плохая видимость при грозе несёт те же угрозы, что и в других случаях; однако гроза увеличивает опасность, поскольку, помимо ограничения видимости, она вызы вает турбулентность, град и грозовые разряды.
Влияние грозы на высотомер
При приближении грозы давление обычно стреми тельно падает, затем резко повышается при первых по рывах ветра и возникновении холодных нисходящих потоков и сильного ливня, а потом снова возвращается в норму, когда гроза проходит. Этот цикл изменений давления может длиться всего 15 минут. Если уста новки высотомера не будут скорректированы, инди каторная высота может отличаться от фактической на 30 м и более.
Молнии
Удар молнии может пробить обшивку ЛА и повредить проводку и электронное навигационное оборудование. Хотя теоретически молния может воспламенить пары топлива и вызвать взрыв, молнии редко вызывают се рьёзные аварии. Разряд молнии, происшедший в непо средственной близости от ЛА, может ослепить пилота, на короткое время лишив его возможности управлять воздушным судном как визуально, так и по приборам. Помимо этого, такой разряд может вывести из строя магнитный компас. Грозовые разряды (даже отдалён ные) могут нарушить радиосвязь на низких и средних частотах. Хотя интенсивность и частота разрядов мол нии напрямую не связаны с другими характеристи ками грозы, сильные грозы, как правило, сопровожда ются частыми разрядами.
Всасывание воды двигателем
Количество воды, которое может всосать газотурбин ный двигатель, не теряя при этом работоспособности, ограничено. Гроза часто сопровождается сильными восходящими потоками, особенно в ранних стадиях её развития. Если скорость восходящего потока при ближается к установившейся скорости капель воды или превышает её, в воздухе может возникнуть очень высокая концентрация воды. Существует вероятность, что в двигатель попадёт большее количество воды, чем это допустимо. Таким образом, при сильных грозах мо гут образовываться области с высокой концентрацией воды в атмосфере, попадание в которые может приве сти к воспламенению и/или структурному разруше нию одного или нескольких двигателей ЛА.

Авиационные
метеорологические слу>кбы
![]()
Обеспечение авиаторов метеорологической информа цией в США осуществляют совместно Национальная метеорологическая служба (Natioпal Weather Service, NWS), Федеральное управление гражданской авиации (Federal Aviation Administration, FM), Министерство обороны, а также другие авиационные организации и частные лица. Поскольку информация о погоде может оказаться необходимой в любой точке мира, иностран ные метеорологические организации также оказывают содействие в её предоставлении.
Комплексная система метеорологических служб, госу дарственных и независимых синоптических организа ций обеспечивает пилотов своевременной и подробной информацией о погодных режимах, тенденциях и явле ниях по всей территории страны. Эти прогнозы позво ляют пилотам принимать информированные решения перед полётом и во время него.
Наблюдения
В основе всех прогнозов погоды лежат данные, получа емые посредством наземных и высотных метеорологи ческих наблюдений. Существует четыре типа метеона блюдений: наземные, высотные, радиолокационные и спутниковые.
Наземные авиационные метеонаблюдения
Наземные авиационные метеонаблюдения (METAR) представляют собой метеорологический код для передачи сводок о текущих погодных условиях в раз личных точках территории страны. Непрерывное поступление текущей информации о погоде обеспе чивается сетью государственных и частных метео станций. Современные автоматизированные метео рологические комплексы, такие как автоматические системы наблюдения за погодой (AWOS), автоматиче ские системы наземного наблюдения (ASOS), центры управления воздушным движением на авиалиниях (ARTCC) и другие автоматические средства также играют очень важную роль в сборе наземной синопти ческой информации.
Наземные наблюдения позволяют получить данные о погодных условиях и другую информацию в радиусе
8 км вокруг конкретного аэропорта. Информация включает в себя тип метеорологического отчёта, код аэропорта, дату и время, модификатор (если требу ется), параметры ветра, видимость, дальность ви димости на ВПП (RVR), наличие погодных явлений, состояние неба, температуру и точку росы, установки высотомера и необходимые примечания. Данные могут поступать от частного лица, автоматической станции или от автоматической станции с обработкой и допол нениями синоптика. Вне зависимости от формы предо ставления, наземные наблюдения обеспечивают пи лотов важнейшей информацией о погодных условиях вблизи аэропортов по всей стране. Хотя каждый отчёт содержит информацию лишь о небольшом участке территории, пилот, получающий данные нескольких метеостанций одновременно, может получить пред ставления о погодных условиях на достаточно широ ком участке земной поверхности в районе конкретного аэропорта.
Центр управления воздушным движением на авиационных линиях (ARTCC)
Функцией комплексов ARTCC является разграничение воздушного пространства маршрутных рейсов в усло виях ППП. Центральные радиолокаторы (авиационные радиолокаторы кругового обзора, ARSR) обнаружи вают и принимают сигналы транспондеров ЛА (само лётных ответчиков, СО), действуя по тому же принципу, что и аэродромные РЛС.
РЛС кругового обзора более старых моделей могли отображать только области слабых и умеренных осад ков. Поскольку более сильные осадки на экранах рада ров не отображались, пилотам приходилось проявлять особую осторожность в районах с умеренными осад ками. На экранах современных радаров погода отобра жается в виде трёх оттенков голубого цвета. Операторы РЛС могут выбирать, осадки какой интенсивности должны отображаться на экране. При отображении по годных условий высокой интенсивности операторы те ряют возможность видеть на экранах блоки данных ЛА, поэтому пилотам не следует ожидать, что специалисты службы УВД будут непрерывно отслеживать погоду на своих дисплеях.
Наблюдения за верхними слоями атмосферы
Метеорологические наблюдения в верхних слоях атмосферы - процесс значительно более сложный, чем наземные наблюдения. Информация о погодных явлениях в верхних слоях атмосферы может быть получена двумя способами: с помощью радиозондов и посредством метеорологических сводок пилотов (PIREP). Радиозонд представляет собой небольшой комплекс измерительных приборов кубической формы, который прикреплён к аэростату, наполнен ному гелием или водородом. Шар обычно имеет диа метр 6 футов (1,8 м). Выпущенный в атмосферу, такой аэростат поднимается вверх со скоростью примерно 5 м/с. В процессе подъёма приборы регистрируют раз личные метеорологические параметры: температуру, давление, скорость и направление ветра. Собранная информация по радиосвязи передаётся на компьютер наземной станции.
Аэростат может находиться в воздухе до 2 часов и более, подниматься на высоту до 35 км и дрейфовать на расстояния до 200 км от места запуска. В ходе полёта температура воздуха за бортом радиозонда опускается до -90 °С, а давление окружающего воздуха падает в сотни раз по сравнению с давлением на уровне моря.
Поскольку по мере подъёма радиозонда атмосферное давление вокруг него падает, шар постепенно расширя ется, пока материал его оболочки не достигнет предела своей эластичности. Это происходит, когда диаметр шара превысит 20 футов (6 м). В этот момент шар ло пается, и радиозонд падает на землю. Автоматически открывающийся парашют замедляет падение, защи щая людей и объекты на земле от повреждений при столкновении с зондом. Каждый год в атмосферу выпу скается более 75 тысяч аэростатов. 80% из них безвоз вратно теряется, остальные удаётся обнаружить и ис пользовать повторно. На боковой поверхности каждого радиозонда нанесена информация о том, куда и каким образом его необходимо вернуть.
Важным источником информации о погодных ус ловиях в верхних слоях атмосферы являются также пилоты ЛА. Только они могут в режиме реального времени передавать данные о зонах турбулентности, обледенении и высоте облачного слоя. Эта информа ция собирается и передаётся ими непосредственно в ходе полёта. Метеорологические сводки пилотов и результаты наблюдений с помощью радиозондов по зволяют создать картину погодных условий в верхних слоях атмосферы, что чрезвычайно важно для плани рования полётов.
Самолёты многих внутренних и международных авиалиний оснащены приборами, которые в автома тическом режиме передают информацию о погоде
диспетчерам авиакомпаний. Они, в свою очередь, рас пространяют эти данные по различным метеорологи ческим службам.
Радиолокационные наблюдения
Для наблюдений за погодными условиями, осадками и ветром применяются четыре типа радиолокаторов.
Радиолокатор WSR-88D NEXRAD, обычно на зываемый «допплеровским радиолокатором», используется для прогнозирования погоды на ближайший период. Допплеровский радиолокатор имеет два рабочих режима: «ясно» и «осадки». В режиме «ясно» антенна радиолокатора вращается медленно, а его чувствительность максимальна. В этом режиме информация обновляется каждые 10 минут. Во время осадков отражённый радиосиг нал усиливается. В режиме «осадки» антенна вра щается гораздо быстрее, что позволяет обновлять информацию каждые 4-6 минут. Интенсивность сигнала в обоих режимах измеряется в dBZ (деци белах Z) и отображается на индикаторе РЛС в виде областей различного цвета (рис. 12-1). Для упро щения взаимодействия между пилотами и назем ными службами для обозначения интенсивности сигнала РЛС в переговорах со специалистами УВД используется специальная терминология (рис. 12-2 и 12-3).
Допплеровский радиолокатор наблюдения за по
годой для аэропорта (TDWR), устанавливаемый в крупных аэропортах, предупреждает службы УВД о неблагоприятных погодных явлениях. Благодаря этим радиолокаторам пилоты получают инфор мацию о сдвигах ветра, фронтах порывов ветра и сильных осадках, которые представляют опас ность для прибывающих и вылетающих ЛА.
Третий тип радиолокаторов, используемый для из мерения интенсивности осадков, - обзорная РЛС аэропорта. Основным назначением этого радио локатора является обнаружение ЛА, но он также способен находить области осадков и измерять их интенсивность. Данные обзорных РЛС использу ются пилотами во время маршрутных полётов в СМУ в зоне аэропорта.
Бортовая РЛС - это комплекс приборов, установ ленных на борту ЛА для обнаружения неблаго приятных атмосферных явлений. Бортовые РЛС обычно работают в диапазонах С (около 6 ГГц) и Х (около 10 ГГЦ), что обеспечивает как проникно вение их сигналов в области сильных осадков (что необходимо для измерения грозовых областей), так и достаточную интенсивность отражённого сигнала (при менее интенсивных осадках).

Рис. 12-1. Пример экрана метеорологического радиолокатора.
Спутники
Благодаря последним достижениям в области спутни ковых технологий в настоящее время стало возможным коммерческое использование спутников для прогнози рования погоды. Используя систему платной подписки, частные лица могут получать со спутников обновляю щуюся практически в реальном времени информацию о погодных условиях на территории стран североаме риканского континента.
Метеорологические спутниковые данные
Проникновение спутниковых технологий в сферу част ного предпринимательства привело к тому, что спектр метеорологических услуг, доступный пилотам, значи тельно расширился. Сегодня пилоты могут получать постоянно обновляющуюся информацию о погоде в любой точке страны на любой высоте. Их больше не ограничивает ни дальность радиосвязи, ни рельеф местности, который ранее приводил к географической изоляции (например, в горных районах).
Помимо этого, сегодня пилоты не связаны необхо димостью запрашивать конкретную информацию на прямую у персонала метеорологических служб. При ухудшении погодных условий загруженность радио эфира часто возрастает, из-за чего получение пилотом обновлённой информации о погоде на маршруте его следования может задерживаться. Сотрудники стан ций службы обеспечения полётов в каждый момент времени могут взаимодействовать только с одним пилотом, что приводит к возникновению очереди из пилотов, ожидающих информации в неопределён ных погодных условиях. Спутниковые данные о по годе представляют собой мощный информационный ресурс, значительно повышающий осведомлённость пилотов в обстановке. Благодаря непрерывному
Рис. 12-2. Цветовые обозначения интенсивности отражённого сигнала радиолокатора WSR-88D.
. ·И ···· . нтенсивн сть ж | .. '• .• .: _:·· Обозначение интенсивности; енн rо _ | |
(dBZ) ,,.;,, 1, _,отраже•• нно,, го сигн- ала РЛ· С-;-;;\, сигнала 7'- - .,, ,.l't , , _5'ffдi1 ? ,, ... <- ,,. \ 1 'с•:. • _ .. _ ··- • • = fc· . -вп_ереговора _-- .:·-,s 0 v --•<•-'<'<ее -= - = , >_,:. - | ||
<30 dBZ | Ught (лёгкая) | |
30-40 dBZ | Moderate (умеренная) | |
>40-50dBZ | Heavy (сильная) | |
50+ dBZ | Extreme (предельная) | |
отра

![]()
![]()
Рис. 12-3. Терминология интенсивности осадков согласно показаниям радиолокатора WSR-88D.
спутниковому радиовещанию, пилоты могут получить представление о погодных условиях визуально - глядя на индикатор полётных данных своего ЛА. Для полу чения данных спутников применяются как бортовые приборы, сертифицированные FAA, так и портативные приёмники метеорологической информации.
Виды спутниковых метеосообщений
Сообщения об опасных погодных явлениях (SIGMET)
SIGMET - это метеосводки, содержащие информацию о погодных условиях, которые способны повлиять на безопасность полётов. Метеосводки SIGMET описы вают метеорологическую ситуацию на территории не менее 3000 кв. миль (около 8000 кв. км) и содержат ин формацию о сильной и особо сильной турбулентности, сильном обледенении и песчаных/пылевых бурях, сни жающих видимость менее 5 км (рис. 12-4).

Рис. 12-4. Сообщение SIGMEТ.
Метеорологическая информация для пилотов (AIRMET)
AIRMET - это метеосводки, выпускаемые с целью уточнить информацию о погодных явлениях, затраги вающих безопасность полётов и потенциально опас ных для ЛА с устаревшим или недостаточным борто вым оборудованием либо управляемых неопытными пилотами. Сводки AIRMET содержат данные о погод ных явлениях меньшей интенсивности, чем те, что описываются в сводках SIGMET.
AIRMET оповещают об умеренном обледенении, уме ренной турбулентности, стабильном ветре скоростью 30 узлов (15 м/с) и более у поверхности земли, обла стях с высотой нижней кромки облачности менее 300 м и/или видимостью менее 5 км, а также сильной облач ности в горных районах (рис. 12-5).
Пункты метеорологического обслуживания
Пункты метеорологического обслуживания - это го сударственные или частные комплексы, предоставля ющие авиационные метеорологические услуги. Задача обеспечить пилотам доступ к различной информации о погоде возложена на несколько государственных ор ганизаций, включая Федеральное управление граж данской авиации США (FAA), Национальное управле ние по исследованию океана и атмосферы (NOAA) и Национальную метеорологическую службу (NWS), ко торые работают в тесном сотрудничестве с частными авиакомпаниями.
Автоматическая станция службы обеспечения полётов (AFSS)
AFSS является основным источником предполётной информации о погоде. Эти станции обеспечивают
Рис. 12-5. Сообщение AIRMEТ.
круглосуточный доступ к информации о погодных условиях практически на всей территории США. Для получения предполётного погодного инструктажа достаточно позвонить по телефону 1-800-WX-BRIEF. В районах, которые не обеспечены услугами AFSS, погодный инструктаж предоставляется подразделе ниями Национальной метеорологической службы. Телефонные номера подразделений NWS и допол нительные номера AFSS содержатся в справочнике аэропортов и наземных служб (A/FD) или в местном телефонном справочнике (раздел «государственные органы»).
AFSS предоставляет услуги по погодному инструк тажу в полёте, а также передаёт плановые и экстренные метеосводки по радиосвязи.
Распространение автоматических сводок погоды (TIBS)
Некоторые службы AFSS подготавливают и распро страняют предварительно записанные сводки погоды. Информация предоставляется по телефону и содержит метеорологические и аэронавигационные данные: характеристики территории и маршрута, указания по пользованию воздушным пространством, а также спе циальные сообщения.
Автоматические сводки погоды обеспечивают пи лотов лишь самой общей и предварительной инфор мацией и не могут являться заменой стандартного инструктажа, выполняемого специалистом станции службы обеспечения полётов. Сводки TIВS доступны круглосуточно и оперативно обновляются при изменении погодных условий. Для получения автома тических сводок ТIBS необходим телефон с тоновым режимом набора. Телефонные номера службы TIВS содержатся в справочнике аэропортов и наземных служб (A/FD).
Служба метеорологических сообщений прямого доступа (DUATS)
Служба метеорологических сообщений прямого до ступа (DUATS), финансируемая FAA, предоставляет любому пилоту с действующим медицинским сер тификатом доступ к информации о погоде, а также возможность составить план полёта, используя ком пьютер. Связь с DUATS может осуществляться двумя способами. Первый - через Интернет, зайдя на сайт по адресу http://www.duats.com. Для второго способа не обходимо наличие модема и программы связи, предо ставляемой провайдером услуг DUATS. В этом случае, используя бесплатный телефонный номер, пилот со единяется напрямую с сервером DUATS. Информация о провайдерах услуг DUATS и их телефонных номерах со держится в главе 7 справочника по аэронавигационной информации (AIM).
Служба консультаций на маршрутных полётах (EFAS)
Эта служба существует специально для того, чтобы предоставлять по запросу пилотов актуальную ин формацию о погодных условиях на маршруте полёта. Другое название службы EFAS - Flight Watch. EFAS обе спечивает пилота данными, подготовленными сучётом типа полёта, маршрута и крейсерской высоты. Сводки EFAS являются для пилотов одним из лучших источни ков текущей информации о погоде вдоль маршрута их полёта.
Обычно сводку можно получить с 6.00 до 22.00 в любой точке континентальных штатов США, а также в Пуэрто-Рико. Частота службы EFAS, 122,0 МГц, до ступна для пилотов ЛА на высоте от 1,5 км над УЗП и до 5,3 км над СУМ.
Служба предупреждения об опасных ситуациях в полёте (HIWAS)
Служба предупреждения об опасных ситуациях в по лёте (HIWAS) - это национальная программа, обе спечивающая непрерывную передачу информации об опасных погодных условиях через определённые нави гационные средства (NAVAID). Передаваемая информа ция включает в себя сводки AIRMETS, SIGMETS, а также срочные сообщения PIREP. Распространяемые сводки имеют краткую форму. Для подробной информации пилотам следует связаться со станцией службы обеспе чения полётов или со службой EFAS. Навигационные средства, способные передавать информацию HIWAS, на аэронавигационных картах обозначаются буквой
«Н» в верхнем правом углу идентификационного блока (рис. 12-6).

Рис. 12-6. Обозначение доступности информации HIWAS нааэронавигационной карте.
Автоматические радиосводки погоды (ТWЕВ) (только Аляска)
Некоторые всенаправленные радиомаяки (VOR) на Аляске оснащены оборудованием, которое позволяет передавать записанную на плёнку метеорологическую и аэронавигационную информацию на определённых частотах в диапазоне низких, средних и очень высоких частот. Передаваемая информация представляет собой серию записанных на плёнку сообщений. Изменения, если они необходимы, добавляются в виде новых со общений. Содержание сводок зависит от имеющегося в наличии оборудования.
Обычно сводки содержат краткую характеристику неблагоприятных погодных условий, результаты приземных наблюдений, PIREP и данные высоты по плотности (если таковые имеются). По усмотрению конкретной станции вещания, записи могут также со держать прогноз верховых ветров, прогнозы погодных условий на маршруте и в зоне аэропорта, а также ради олокационные сводки. В некоторых районах доступ к информации TWEB возможен по телефону. Телефонные номера служб TWEB указаны в дополнительном спра вочнике аэропортов и наземных служб Аляски. Сводки TWEB предназначаются, главным образом, для пред полётного и полётного планирования и не должны использоваться в качестве замены предполётного инструктажа, проводимого специалистами станций службы обеспечения полётов.
Погодные инструктажи
Перед каждым полётом пилоту надлежит ознако миться со всей информацией, имеющей отношение к предстоящему полёту. Сюда входит и погодный ин структаж, проводимый специалистом станции службы обеспечения полётов, AFSS или Национальной метео рологической службы.
Перед проведением инструктажа синоптику необхо димо сообщить, какой из трёх типов инструктажа не обходим: стандартный, сокращённый или обзорный. Другая важная информация - будет ли полёт прохо дить по ПВП или ППП, опознавательный индекс и тип воздушного судна, пункт вылета, расчётное время вы лета, высота и маршрут полёта, пункт назначения и расчётное время прибытия.
Эти данные включаются в полётный лист, где также отмечается тип проведённого погодного инструктажа. Если необходимо, на них можно будет ссылаться позд нее, при подаче или внесении изменений в план полёта. Эта информация приобретает особую важность, если прибытие ЛА задерживается или он признан пропав шим без вести.
Стандартный инструктаж
Стандартный инструктаж- самый подробный. Он обе спечивает наиболее полную картину погодных условий вдоль маршрута полёта. Такой инструктаж обязателен перед началом любого полёта, а полученная инфор мация должна использоваться при предполётном пла нировании. В ходе стандартного инструктажа пилоту последовательно сообщается следующая информация:
Неблагоприятные погодные условия - включая условия, которые могут заставить пилота при нять решение об отмене полёта или изменении маршрута. Неблагоприятные погодные условия включают в себя существенные погодные явления, такие, как грозы или обледенение, а также другие важные вопросы, например, возможность закры тия аэропортов.
Полёт по ПВП не рекомендован - если погода на маршруте полёта хуже минимума ПВП, или про гноз погоды заставляет усомниться в том, что по лёт может быть осуществлён по ПВП, проводящий инструктаж синоптик может сообщить пилоту, что пилотировать ПА по ПВП не рекомендуется. Решение о том, выполнять ли полёт по ПВП, оста ётся за пилотом, но эта информация должна быть всесторонне обдумана и взвешена.
Сводка - краткий обзор метеорологической си туации. Она представляет собой перечисление основных погодных условий на территории, где пролегает маршрут полёта.
Текущие условия - эта часть инструктажа содер жит информацию о высоте нижней кромке облач ности, видимости, ветрах и температуре воздуха. Если до вылета остаётся более двух часов, текущие условия не включаются в инструктаж.
Прогноз погоды на маршруте - обзор прогноза по годы вдоль предполагаемого маршрута следования.
Прогноз погоды в пункте назначения - обзор ожи даемых погодных условий в аэропорте назначения в расчётное время прибытия.
Верховые ветры и температуры - сводка параме тров ветра на конкретных высотах вдоль маршрута следования. Температурные данные предоставля ются по запросу.
Инструкции пилоту (НОТАМы) - относящаяся к маршруту следования информация, которая не включалась в опубликованные НОТАМы. Данные, содержащиеся в опубликованных НОТАМах, огла шаются в ходе инструктажа только по запросу.
Задержки служб УВД - информация об известных задержках, которые могут так или иначе повлиять на полёт.
Другая информация - в конце стандартного ин структажа специалист станции службы обеспече ния полётов перечисляет радиочастоты, необходи мые для открытия плана полёта и связи со службой EFAS. В этой части инструктажа также сообщается вся дополнительная информация, которая была за прошена пилотом.
Сокращённый инструктаж
Сокращённый инструктаж - это укороченная версия стандартного. Он проводится, когда вылет по тем или иным причинам был отложен, или если есть необхо димость обновить информацию о погодных условиях, полученную в ходе предыдущего инструктажа. Когда такое происходит, синоптик запрашивает время и ис точник предыдущего инструктажа, чтобы не сообщать заново уже полученную пилотом информацию и чтобы ничего не упустить. Если у пилота есть на это время, всегда полезно запросить обновлённую метеорологи ческую информацию.
Обзорный инструктаж
Обзорный инструктаж может проводиться не менее чем за 6 часов до предполагаемого вылета. Он со держит общую информацию о погоде, которая неиз бежно является ограниченной, поскольку до вылета остаётся значительное время. Такой брифинг может являться хорошим источником данных для начального планирования полёта, включая решения о маршруте и высотах полёта, а также (и прежде всего) решение
«лететь или не лететь». Осмотрительные пилоты всегда запрашивают дополнительный инструктаж не посредственно перед вылетом. Для получения самой последней информации о погоде помимо обзорного инструктажа необходимо пройти и стандартный инструктаж.
Авиационные сводки погоды предназначены для того, чтобы обеспечить пилотов точным описанием теку щих погодных условий. Типичными примерами сво док ПОГОДЫ являются METAR, PIREP или сводки погоды по данным радиолокационного наблюдения (SD).
Регулярные авиационные сводки погоды (METAR)
Сводка METAR представляет собой обзор текущих приземных погодных условий в стандартизованном международном формате. Код METAR принят к исполь зованию во всём мире, однако каждая страна может вносить изменения в его нотацию. Обычно, отличия в коде разных стран бывают незначительными, но они необходимы для учёта местных правил или единиц из мерения. Ниже будет приведено описание элементов кода METAR, используемых в США.
Сводки METAR выпускаются один раз в час или чаще, если происходят существенные погодные изменения. Специальные сводки METAR (SPECI) могут выпу скаться с любой частотой в интервалах между регуляр ными сводками.
Пример сводки METAR:
METAR KGGG 161753Z АИТО 14021G26 3/4SM +TSRA BR BKN00B OVC012CB 18/17 А2970 RMK PRESFR
Ниже перечислены информационные блоки типовой сводки METAR (в строгом порядке следования):
Тип сводки - существует два типа сводок METAR. Первый - регулярная сводка METAR, передава емая каждый час. Второй - специальная сводка (SPECI). Такие сводки могут быть выпущены в любое время с целью обновления информации о быстро меняющихся погодных условиях, лётных происшествиях и других критически важных факторах.
Код аэропорта четырёхбуквенный уникаль- ный идентификатор, присваиваемый аэропор там Международной организацией гражданской авиации (ИКАО). В 48 континентальных штатах США первой буквой кода аэропорта всегда явля ется «К». Например, аэропорт Грегг Каунти в го роде Лонгвью, штат Техас, имеет код «KGGG», где
«К» обозначает страну (континентальные США), а «GGG» - идентификатор аэропорта. В других регионах, включая Аляску и Гавайи, первые две буквы четырёхбуквенной последовательности указывают на регион, страну и/или штат. Так, идентификаторы аэродромов на Аляске всегда
начинаются с букв «РА», а на Гавайях - с букв
«РН». Список кодов аэропортов можно получить у сотрудников станций службы обеспечения полётов или Национальной метеорологической службы, а также в Интернете, например, по адресу http:// en.wikipedia.org/wiki/International_Civil_Aviation_ Organization_airport_code.
Число и время наблюдения - последовательность из шести цифр с буквой Z после них (161753Z). Первые две цифры - число текущего месяца. Последние четыре цифры - время составления сводки (часы и минуты), представленное в фор мате Всемирного координированного времени (UTC). Буква «Z» в конце последовательности ука зывает на то, что время представлено в формате UTC (zulu - то же самое, что UTC), а не в формате местного времени.
Модификатор - указывает на то, что сводка вы пущена автоматическим источником или что в неё были внесены изменения. Если значение модифи катора «AUTO», это означает, что она выпущена автоматическим источником. В блоке примечаний могут также содержаться последовательности
«AOl» или «АО2», указывающие на тип датчика осадков, который установлен на автоматической станции. Модификатор «COR» означает, что сводка является исправленной и заменяет предыдущую, которая содержала ошибку (например, METAR KGGG 161753Z COR).

27А WSA 20К+ RWY 250 20
27D WSA 20К+ RWY 250 20
Ветер - содержит пять цифр (14021), за исклю чение случаев, когда скорость ветра превышает 99 узлов (51 м/с): в этом случае блок содержит шесть цифр. Первые три цифры указывают на на правление ветра (метеорологический ветер - от куда дует) в градусах. Если ветер переменный, это обозначается буквами «VRB» (variaЬle). Последние две цифры указывают на скорость ветра в узлах, за исключением случаев, когда она превышает 99 узлов - в этом случае скорость ветра обозначается
Рис. 12-7. Пример того, что диспетчер видит на ленточном индикаторе в кабине вышки.

се-» Лёгкая
MI Лёгкая дымка
DZ Изморось
ВRДымка
РО Песчаные/пыльные вихри
Умеренная (знак отсутствует)
сс+,, Сильная
ВС Полосы, клочья тумана
RАДождь
FG Туман
SQ Шквал
DR Позёмка
SN Снег
FUДым
FC Воронкообразное облако
VC в непосредственной близости
BL Низовая метель
SG Снежные зёрна
DU Пыль
+FСТорнадо
SH Ливень
IC Кристаллы льда («алмазная пыль»)
PL Ледяная крупа
SA Песок
SS Песчаная буря
TS Гроза
FZ Переохлаждённый туман
PR Переменная облачность
HZ Мгла
DS Пыльная буря
GR Град
РУ Водяная пыль
GS Лёгкий град или снежная крупа
UРОсадки
неизвестного типа*
VA Вулканический пепел
Информационный блок погодных явлений состоит из последовательности данных, содержащихся в столбцах 1-5, в строгом порядке следования: интенсивность, затем идентификатор, затем погодное явление. Например, сильный ливень обозначается +SHRA.
* Только в сводках, выпущенных автоматическимистанциями.
Рис. 12-8. Обозначения параметров и видов погодных явлений в сводках МЕТАR.
![]()
трёмя цифрами. Если ветер порывистый, по сле значения скорости ветра ставится буква «G» (gusts). После буквы «G» следует пиковая скорость порывов ветра (если такая информация имеется). Если направление ветра меняется более чем на 60° при скорости ветра, превышающей 6 узлов (3 м/с), в сводку включается отдельная группа цифр - два блока по три цифры, между которыми ставится буква «V». Этот блок указывает на предельные зна чения направлений переменного ветра, например,
«310V290» означает, что направление ветра варьи руется от 310° до 290°. На рис. 12-7 показано, как радиолокатор Допплера (обработчик метеоусло вий) определяет истинный ветер, а также направ ление порывов/сдвигов ветра.
Видимость - преобладающая дальность видимо сти в сухопутных милях (3/4 SM), на что указы вают буквы «SM» (statute miles). Видимость может указываться как в милях, так и в долях мили. Иногда после преобладающей дальности видимо сти в сводке указывается дальность видимости на ВПП (расстояние, на котором пилот движущегося ЛА может видеть и различать разметку на полосе). Дальность видимости на ВПП обозначается буквой
Менее 1/8 (ясно) | SKC, CLR, FEW |
1/8-2/8 (малая) | FEW |
3/8-4/8 (рассеянная) | SCT |
5/8-7/8 | BKN |
8/8 или 1 (сплошная) | ovc |
Рис. 12-9. Сокращения, используемые в сводках METAR для обозначения состояния неба.
«R» (runway), за которой следует номер ВПП, затем косая черта (слэш), а затем значение дальности видимости в футах. Например, «R17L/1400FT» оз начает дальность видимости 1400 футов на левой полосе ВПП №17.
Погода - может быть разбита на две категории: параметры и погодные явления (в нашем примере,
+TSRA BR). Вначале указывают параметры ин тенсивности, дистанции, а также идентификатор погодных условий. Интенсивность может быть слабой (знак «-» перед явлением), сильной (знак
«+») или умеренной (отсутствие знака). Дистанция
указывается только для явлений, происходящих в непосредственной близости от аэропорта. Буквы
«VC» (vicinity) указывают на погодные явления, происходящие на расстоянии 5-10 миль от аэро порта. Идентификаторы используются для обо значения типов осадков и факторов ухудшения видимости. Сводки могут содержать информацию о таких погодных явлениях, как осадки, факторы ухудшения видимости и других (например, шква листом ветре или воронкообразных облаках). Описание погодных явлений также может содер жаться в блоке примечаний, например, начало и конец явления или размер градин (рис. 12-8).
Состояние неба - всегда указывается в виде по
следовательности: количество облаков, высота нижней кромки и тип или неопределённая высота нижней кромки (вертикальная видимость). В нашем примере, это «BKN008 OVC012C». Высота нижней кромки облачности указывается в форме трёхзнач ного числа, в сотнях футов над УЗП. Облака с высотой нижней кромки более 12 ООО футов (3,6 км) не могут быть обнаружены автоматическими станциями. Для таких типов облаков, как башеннообразные куче вые (towering cumulus, TCU) и кучево-дождевые (cumulonimbus, СВ), всегда указывается высота их нижней кромки. Для обозначения интенсивности облачности и факторов ухудшения видимости при меняются сокращения. Относительная площадь закрытой облаками части неба указывается в вось мых долях метеозоны наблюдения от горизонта до горизонта (рис. 12-9).
Температура и точка росы - всегда указываются в градусах Цельсия (С или 0С) и разделяются косой чертой (слэшем). В нашем примере, это «18/17». Перед отрицательными значениями температуры ставят букву «М», заменяющую минус.
Установки высотомера - указываются в дюймах ртутного столба ("Hg) в виде четырёхзначного числа. Перед числом всегда ставится буква «А» (в нашем примере, это А2970). В блоке примечаний также может указываться, что давление повыша ется («PRESRR») или понижается («PRESFR»).
Zulu time («зулусское время») - термин, используе мый в авиации для обозначения Всемирного коор динированного времени (UTC), которое является единым стандартом времени для всех стран мира и всех точек земного шара.
Примечания - этот информационный блок всегда начинается с букв «RMK» (remarks). Блок приме чаний не является обязательным. В нём может со держаться информация, касающаяся параметров ветра, переменной видимости, времени начала и ок9нчания определённого погодного явления,
атмосферного давления и другие необходимые данные, не подпадающие под перечисленные выше категории. Пример блока примечаний с инфор мацией о погодном явлении: OCNL LTGICCG. Это переводится следующим образом: «occasional lightning in the clouds and from cloud to ground» («эпизодические молнии в облаках и в зоне от об лаков до земли»). В сводках METAR, выпущенных автоматическими станциями, в блоке примечаний могут содержаться пометки, указывающие на не обходимость ремонта или сервисного обслужива ния оборудования.
Вернёмся к нашему примеру.
METAR KGGG 16175ЗZ АИТО 14021G26 3/4SM +TSRA BR BKN008 OVC012CB 18/17 А2970 RMK PRESFR
Расшифровка:
Регулярная сводка METAR аэропорта Гpezz Каунти, 16-й день месяца, время 17.53 UTS, источник-автоматиче ская станция. Направление ветра 140°, скорость ветра 21 узел, с порывами до 26 узлов. Видимость 3/4 мили. Грозы с сильным дождём и туманом. Рваная нижняя кромка облачности, высота кромки 800 футов, сплош ные кучево-дождевые облака. Температура 18 °С, точка росы 17 °С. Барометрическое давление 29,70 "Hg и бы стро падает.
Метеорологические сводки пилотов (PIREP)
Сводки PIREP содержат важную информацию относи тельно текущих погодных условий на высоте - инфор мацию, которую невозможно получить никаким иным способом. Пилоты имеют возможность определить высоту нижней и верхней кромок облачности, распо ложение областей срыва ветра, турбулентности и об леденения. Если нижняя кромка располагается ниже 5000 футов (1,5 км) или если видимость падает ниже пяти миль (8 км), подразделения службы УВД обязаны запросить сводки PIREP от пилотов ЛА, находящихся в прилегающей к аэропорту области. Пилотам, встре тившим во время полёта неблагоприятные погодные условия, рекомендуется оправить сводку в станцию службы обеспечения полётов или в службу УВД. Эти ор ганы включают полученную сводку в свою систему рас пространения сообщений, и она становится доступна другим пилотам.
Составить сводку PIREP несложно - для этого суще ствует стандартизованный шаблон. Элементы сводки PIREP показаны нарuс. 12-10. Информационные блоки 1-5 содержат обязательную информацию. В сводке должен быть описано как минимум одно погодное
3-буквенныйкод аэропорта | Станция, ближайшая к погодному явлению, о котором сообщается в сводке Используются только трёхбуквенные идентификаторы навигационных средств (NAVAID). Примеры: /ОVАВС, /ОVАВС090025, /ОVАВС045020-DEF, /OVABC-DEF-GHI 4 цифры, формат UТС. Пример: /ТМ 0915. 3 цифры, единица измерения - сотни футов. Если неизвестна, ставится UNKN. Примеры: /FL095, /FL310, /FLUNKN. Не более 4 символов. Если неизвестна, ставится UNKN. Примеры: /ТРL329, /ТРВ727, /ТPUNKN. Данные в следующей последовательности: Дальность видимости указывается вначале. Используются стандартные обозначения погоды, интенсивность не указывается. Примеры: (WXF\/02 RH, (WXF\/01 TRW. Если температура ниже нуля, перед значением ставитсяминус. Примеры: /ТА 15, /ТА -06. Направление в градусах относительно магнитного меридиана и скорость (всего шесть цифр). Примеры: /WV 270045, /WV 280110. Дnя указания интенсивности и типа используются стандартные обозначения, в т.ч. САТ (clear air turbulence, турбулентность чистогонеба) и СНОР (chop, лёгкая турбулентность). Высота указывается, если не /FL и /ТВЕХТRЕМЕ. Пример: /ТBLGT-MDТВLO 090. Используются стандартные обозначения интенсивности и типа. Высота указывается, если не /FL. Примеры: /ICLGT MDTRIME, /ICSVRCLR 028-045. Используется для уточнения сводки. Опасные погодные явления указываются первыми. Пример: /RM LLWS -15КТ SFC-030 DURC RNWY 22 JFK. | |||
2 | UАили UUA | Регулярная или срочная сводка PIREP. | ||
3 | /OV | Местоположение | ||
4 | /ТМ | Время | ||
5 | /FL | Высота/эшелонполёта | ||
6 | /ТР | МодельЛА | ||
7 | /SK | Облачность/облачныеслои | ||
8 | /WX | Погода | ||
9 | /ТА | температура в·с | ||
10 | /WV | Ветер | ||
11 | /ТВ | Turbulence | ||
12 | /IC | Обледенение | ||
13 | /RM | Примечания |
высота нижней кромки облачности в тысячах футов. Если неизвестна, ставится UNКN;
обозначение типа облачности;
высота верхней кромки облачности в тысячах футов.
![]()
Рис. 12-10. Сокращения, применяющиеся в сводках PIREP.
явление. PIREP обычно распространяются как индиви дуальные сводки, но могут быть включены в сводку на земных метеослужб. Расшифровка сводок не представ ляет сложности: большинство сокращений понятны любому пилоту, знающему английский язык.
Пример:
UA/OV GGG 090025/ТМ 1450/FL 060/ТР C182/SK 080 OVC/WX FV 04R/ТА 05/WV270030/ТВ LGT/RM HVY RAIN
Видимость/погодные условия: Температура:
Ветер:
Турбулентность: Обледенение: Примечания:
мили, дождь
°С
направление 270°,
скорость 30 узлов слабая отсутствует сильный дождь
Расшифровка: Тип: Местоположение:
Время:
Высота или эшелон полёта: МодельЛА: Облачность:
регулярная сводка пилота 25 морских миль (nautical miles) к востоку (090° относительно магнитного меридиана), всенаправленный
УКВ-маяк (VOR) аэропорта Грегг Каунти
14.50 UTS
6000футов
«Цессна 182»
сплошная, с высотой нижней кромки 8000 футов
Радиолокационные метеорологические сводки (RAREP)
Радиолокационные станции (РЛС), сканирующие окру жающую территорию, регулярно обнаруживают обла сти осадков и грозы. Регулярные радиолокационные метеорологические сводки (RAREP) или сводки обна ружения гроз (SD) распространяются РЛС за 25 минут до окончания каждого часа, специальные сводки - по необходимости.
Сводки RAREP содержат информацию о типе, ин тенсивности и местоположении отражённого сигнала области осадков (рис. 12-11). Сводки могут также включать направление и скорость движения области осадков и высоту её нижней и верхней кромок в сот нях футов над СУМ. Сводки RAREP особенно полезны
при предполётном планировании, поскольку позво ляют избежать встречи с зонами неблагоприятных погодных условий. Однако радиолокатор способен обнаруживать лишь достаточно большие однородные области, содержащиеся в атмосфере (области осадков). Информацию о высоте нижней и верхней кромке об лачности и видимости с помощью радиолокатора полу чить нельзя.
Типовая сводка RAREP включает в себя:
Код местности и время наблюдения.
Структуру отражённого сигнала:
линия (LN) - цепь эхосигналов длиной не ме нее 30 миль (около 50 км), длина которой не менее чем в четыре раза превышает ширину, и с охватом не менее 25% вдоль линии;
область (AREA) - однородная группа эхосиг налов, которую нельзя классифицировать как линию;
ячейка (CELL) - одиночный конвекционный эхосигнал (например, ливень).
Охватываемая площадь в десятых долях общей площади.
Тип и интенсивность погодных явлений.
Расположение точек, определяющих эхострук- туру: азимут каждой точки относительно ис- тинного направления северного меридиана и дистанция в морских милях от местоположения РЛС. Эхоструктура линий и областей определяется двумя наборами азимутов и дистанций, эхострук- тура ячеек - единственным набором.
Размер эхоструктуры (когда азимут и дистан- ция описывают только центральную линию структуры).
Движение ячейки - движение указывается только для ячеек, но не для линий и областей.
Максимальная верхняя граница области осадков обозначаются кодом «МТ» или «MTS». Код «MTS» означают, что для определения высоты верхней границы, помимо радиолокатора, использовались спутниковые данные.
Если в сводке присутствует код «AUTO», это озна чает, что она выпущена автоматической метеоро логической РЛС WSR-88D.
Последний блок применяется, главным образом, для подготовки сводных радиолокационных та блиц, но эту информацию можно также использо вать во время предполётной подготовки для опре деления максимальной интенсивности осадков в определённом квадрате сетки. Чем больше цифра, тем выше интенсивность. Две или более цифры по сле кода квадрата сетки, например, РМ34, обозна чают интенсивность осадков в последовательных квадратах.
"

f ;)>бо н
- : i;.i.:: _: -; 3.1faчeti i--::, J·: -·_;_;;
Дождь
:1,:0 1 _н; ,_ ( ; ;: ;,! н ·и;!tО Ь,,; ,:iz ::."::
Слабая
Предельная
"•-
оя_ние
Сводка автоматического радиолокатора WSR-88D.
АUТО
Радар выключен или неисправен.
PPIOM
Радиолокационные наблюдения не ведутся.
PPINA
РЛС работает нормально, но отражённых сигналов не обнаружено.
PPINE
--,;; _,,
,. _ .: -,,,.
-
ое сост
---;:
ивн
-,- ~-
р !_
,. •:·.,..-ir:
:-, . _:: -" ;:/,. _ О_пе
lf::l' -c," 'r' - ••-:.;.
"'Сокр l!-lени
хх
Чрезвычайно сильная
х
Очень сильная
++
Сильная
+
Умеренная
(отсутствие знаков)
-
Гроза
т
Сильный снегопад
sw
Снегопад
s
Ливень
RW
R
че
Рис. 12-11. Коды, использующиеся в радиолокационных метеорологических сводках.
Пример:
ТLХ 1935 LN 8 TRW++ 86/40 199/115 20W С2425 MTS 570 АТ 159/65 АИТО "'MOl NO2 ON3 РМ34 QM3 RL2=
Расшифровка.
Радиолокационная сводка содержит следующую информацию.
Сводка выпущена автоматической РЛС в городе Оклахома Сити в 19.35 ИТС. Эхоструктура сводки ука зывает на линию эхосuгналов, покрывающую 8/10 тер ритории. Сообщается о грозах и очень сильных ливнях. Далее следует параметры положения эхосuгналов (86°, 40 морских миль и 199°, 115 морских миль). Размер обла сти: ширина 20 морских миль (10 морских миль с каж дой стороны линии, определённой наборами азимутов и дистанций). Ячейки линии движутся со стороны ази мута 240° со скоростью 25 узлов. Максимальная верх няя граница области осадков, определённая РЛС и спут ником, имеет высоту 57000 футов, а её расположение определяется азимутом 159°и дистанцией 65 морских миль. Последний набор символов указывает на интен сивность осадков: в квадрате QM интенсивность 3, т.е. сильные осадки. (1 - слабые, 6 - предельно сильные).
Результаты наблюдений за погодой часто использу ются при составлении прогнозов погоды на будущие периоды. Существует множество разновидностей ави ационных прогнозов погоды, которые используются пилотами на стадии предполётного планирования. Печатные прогнозы, с которыми необходимо ознако миться пилоту перед вылетом - это прогноз погоды по аэродрому (terminal aerodrome forecast, TAF), авиа ционный прогноз по региону (aviation area forecast, FA), консультативные полётные сводки погоды (SIGMET, AIRMET) и прогноз верховых ветров и температуры (winds and temperatures aloft forecast, FD).
Прогноз погоды по аэродрому (TAF)
Прогноз TAF - это сводка, содержащая информа цию о погодных условиях в радиусе пяти сухопутных миль (8 км) вокруг аэропорта. Сводки TAF обычно составляются и распространяются в крупных аэро портах. Каждая сводка действительна в течение 30 часов. Сводки обновляются четыре раза в день - в О часов, 6.00, 12.00 и 18.00 (указано время UTS). При составлении TAF используются те же обозначения и сокращения, что и в сводках METAR. Сводки TAF включают в себя следующую информацию (в строгой последовательности):
Тип сводки - регулярный прогноз (TAF) или уточ нённый прогноз (amended forecast, TAF AMD).
Код аэропорта ИКАО - тот же идентификатор, что и в сводках METAR.
Дата и время выпуска - блок из шести цифр: пер вые две - дата, последние четыре - время. Время всегда приводится в формате UTS, на что указывает буква «Z» после цифрового блока.
Срок действия прогноза - блок из шести цифр. Первые две цифры - дата, вторые две - время на чала действия прогноза, последние две - время окончания срока действия.
Прогноз ветра - направление и скорость ветра, блок из пяти цифр: первые три обозначают направ ление ветра по отношению к истинному направле нию северного меридиана, последние две - ско рость ветра в узлах, на что указывают буквы «КТ» после цифрового блока. Как и в сводках METAR, в том случае, если скорость ветра превышает 99 уз лов, на неё отводится три цифры, а не две.
Прогноз видимости - дальность видимости ука зывается в сухопутных милях и может быть как целым числом, так и дробным. Если дальность видимости превышает 6 миль (9,6 км), она обозна чается «РбSМ».
Прогноз значительных погодных явлений - погод ные явления обозначаются теми же кодами, что и в сводках METAR. Если в течение срока действия прогноза значительных погодных явлений не ожи дается, в информационные блоки «устанавливаю щаяся погода» или «временная погода» включается код «NSW» (no significant weather).
Прогноз состояния неба - аналогично сводкам METAR. В отличие от сводок METAR, куда вклю чается информация о кучево-дождевых и ба шеннообразных кучевых облаках, прогнозы TAF содержат упоминание только о кучево-дождевых (cumulonimbus, СВ) облаках.
Блок изменений прогноза - в том случае, если за время действия прогноза он претерпит значитель ные изменения, эти изменения и период их воз никновения указывается в данном информацион ном блоке. Информация может быть помечена как
«начиная с» (from, FM), «устанавливающаяся по года» (becoming, BECMG) или «временная погода» (temporary, ТЕМРО). «FM» означает, что ожидаются быстрые и значительные изменения (обычно в течение часа). «BECMG» используется, когда ожи даются постепенные изменения в течение не более чем 2 часов. «ТЕМРО» означает временные флукту ации погоды, которые продлятся не более часа.
Прогноз вероятности - процентная доля, кото рая описывает вероятность возникновения гроз и осадков в период прогноза. Эта информация недействительна в течение первых 6 часов срока действия прогноза.
Пример:
TAF
KPIR llllЗ0Z 111212 15012КТ P6SM BKN090 ТЕМРО 1214 SSM BR
FMlS00 16015G25KT РбSМ SCT040 BKN250
FM0000 14012КТ РбSМ BKN0B0 OVC150 PROB40 0004 ЗSМ TSRA ВКNОЗОСВ
FM0400 1408КТ РбSМ SCT040 OVC080 ТЕМРО 0408 ЗSМ TSRA ОVСОЗОСВ BECMG 0810 32007КТ=
Расшифровка:
Регулярный прогноз TAF для аэропорта Пьер, штат Южная Дакота... 11 день месяца, 11.30 UTS... дей ствителен в течение 24 часов, начиная с 12.00 UTS 11 числа и до 12.00 UTS 12 числа... направление ветра 150°, скорость 12 узлов... дальность видимости более 6 сухопутных миль... рваная облачность с высотой ниж ней кромки 9000 футов - временно между 12.00 UTS и
UTS, далы-юсть видимости 5 сухопутных миль в тумане... начиная с 15.00 UTS ветер направлением 160° и скоростью 15 узлов, порывы до 25 узлов, дальность видимости более 6 сухопутных миль... незначительная облачность с высотой нижней кромки 4000 футов и рваная облачность - с высотой нижней кромки 25 ООО футов ... начиная с 00.00 UTS ветер направлением 140° и скоростью 12 узлов... дальность видимости более 6 сухопутных миль... облачность рваная с высотой ниж ней кромки 8000 футов, сплошная - с высотой нижней кромки 15 ООО футов ... между 00.00 UTS 04.00 UTS 40% ная вероятность снижения дальности видимости до 3 сухопутных миль... гроза с умеренными ливнями ... рва ная облачность с высотой нижней кромки 3000 футов, кучево-дождевые облака... начиная с 04.00 UTS ... ветер направлением 140° и скоростью 8 узлов... дальность видимости более 6 сухопутных миль... незначительная облачность с высотой нижней кромки 4000 футов и сплошная - с высотой нижней кромки 8000 футов... временно между 04.00 UTS и 08.00 UTS ... дальность видимости З сухопутные мили... грозы с умеренными ливнями... сплошная облачность с высотой нижней кромки 3000 футов, кучево-дождевые облака... уста навливается между 08.00 UTS и 10.00 UTS ... ветер на правлением 320° и скоростью 7 узлов... конец прогноза.
Авиационные прогнозы по регионам (FA)
Прогнозы FA содержат информацию об облачности, общих погодных условиях и визуальных метеоусло виях (ВМУ), ожидающихся на большой территории (несколько штатов). Континентальные штаты США делятся на шесть регионов, для которых выпускаются прогнозы FA. Прогнозы по регионам выпускаются шесть раз в день и действительны в течение 18 часов. Этот вид прогнозов предназначается для маршрутных авиаопераций, а также обеспечивает информацией о погоде небольшие аэропорты, не обеспеченные соб ственными прогнозами.
Прогнозы FA обычно подразделяются на четыре раз дела и включают в себя следующую информацию:
Заголовок - содержит идентификатор местности источника прогноза, дату и время выпуска, срок действия и зону покрытия.
Пример:
DFWC FA 120945
SYNOPSIS AND VFR CLDS/WX SYNOPSIS VALID UNТIL 130400
CLDS/WXVALID UNТIL 122200...OТLKVALID 122200-130400
ОК ТХ AR LA MS AL AND CSТL WTRS
Расшифровка:
Данный прогноз содержит информацию, предо ставленную международным аэропортом Даллас-Форт Уэрт для региона следующих регио нов: штатов Оклахома, Техас, Арканзас, Луизиан, Миссисипи и Алабама, а также части прибрежных вод Мексиканского залива. Прогноз выпущен в 12-й день месяца в 09.45 UTS. Прогноз действителен с момента выпуска до 04.00 UTS 13-го дня месяца. Прогнозируемая информация о погоде и облачно сти, соответствующих ПВП, действительна до
22.00 12-го дня месяца, а обзор действителен до
04.00 13-го дня месяца.
Предупреждающая информация - этот раздел посвящён погодным условиям, соответствующим ППП, ухудшению видимости в горных районах и возможной опасности возникновения гроз. Высота всегда указывается над СУМ. В противном случае, данные как правило сопровождаются пометками
«AGL» (УЗП) или «CIG» (ceiling, высота нижней кромки облачности).
Пример:
SEE AIRMET SIERRA FOR IFR CONDS AND MTN OBSCN.
TS IMPLY SEV OR GTR TURB SEV !СЕ LLWS AND IFR CONDS.
NON MSL HGTS DENOTED ВУ AGL OR CIG.
Расшифровка:
Прогноз по региону описывает облачность и по годные условия, соответствующие ПВП, поэтому предупреждается,что за информацией об условиях, соответствующих ППП, и ухудшению видимости в горных районах, следует обратиться к сводке AIRMET Sierra. Код «TS» указывает на вероятность гроз (thunderstorms). Предполагается возмож ность возникновения сильной или очень сильной турбулентности, сильного обледенения, низовых сдвигов ветра и условий, соответствующих ППП. Последняя строчка прогноза содержит пред упреждение, что большая часть значений высоты указана относительно MSL, другие высоты - AGL или CIG.
Аннотация - содержит краткую информацию о местоположении и движении барических систем и фронтов в заданном регионе и о режимах циркуля ции в атмосфере.
SYNOPSIS ...LOW PRES TROF 1oz ОК/ТХ PNHDLAREA FCST MOV EWD INTO CNTRL-SWRN ОК BY04Z. WRMFNT lOZ CNTRL OK-SRN AR-NRN MS FCST LIFТ NWD INTO NERN OK-NRN AR EXTRM NRN MSBY 04Z.
Расшифровка:
По состоянию на 10.00 UTS, над областью Оклахома-Техас располагается область низкого давления, которая будет двигаться на восток и достиzнет центра юго-западной Оклахомы к 04.00 UTS. Тi:"плый фронт, по состоянию на 10.00 UTS располагающийся над центральной Оклахомой, южным Арканзасом и северной Миссисипи, переме стится к северо-западу и к 04.00 UTS окажется над северо-восточной Оклахомой, севернымАрканзасом и крайними северными районами Миссисипи.
Погодные условия и облачность, соответствующие ПВП - в этом разделе перечисляются характери стики состояния неба, видимости и погодных усло вий на ближайшие 12 часов и обзорный прогноз на следующие 6 часов.
Пример:
S CNTRL AND SERN ТХ
AGL SCT-BKN0lO.TOPS 030.VIS 3-5SM BR.14-16Z BECMG AGL SCT030.19Z AGL SCT050.
OТLK...VFR
ок
PNDLAND NW ..AGL SCT030 SCT-BKNlO0.TOPS FL200.
15Z AGL SCT040 SCТl00.AFT 2oz SCT TSRA DVLPG. FEW POSS SEV.CBTOPSFL450.
OТLK...VFR
Расшифровка:
Над центральным южным и юго-восточным Техасом рассеянная/рваная облачность с высо той нижней кромки 1000 футов на УЗП и верхней кромки - 3000 футов над УЗП, дальность видимо сти от 3 до 5 сухопутных миль в тумане. В период между 14.00 и 16.00 UTS нижняя кромка облач ности поднимется до 3000 футов над УЗП. После
19.00 UTS нижняя кромка продолжит подъём до 5000 футов над УЗП; ожидаются условия, соот ветствующие ПВП.
Над северо-западной Оклахомой рассеянные облака
с высотой нижней кромки 3000 футов и ещё один
слой рассеянных/рваных облаков с высотой нижней кромки 1О ООО футов над УЗП и верхней кромки - 20 ООО футов. К 15.00 UTS нижняя кромка облачно сти поднимется до 4000 футов над УЗП, а второй слой останется на высоте 10 ООО футов над УЗП. После 20.00 UTS ожидаются отдельные грозы с до ждём, некоторые из них сильные; верхняя кромка кучево-дождевых облаков достигнет эшелона 450 или 45 ООО футов над УЗП.
Следует заметить, что в прогнозах по регионам геогра фические местоположения могут обозначаться назва ниями штатов, областей, территорий или геологиче ских объектов (например, горных систем). На рис. 12-12 показана карта метеорологического прогноза с указа нием шести регионов, штатов, территорий и крупных географических объектов.
Консультативные полётные сводки погоды
Консультативные полётные сводки погоды выпуска ются для ЛА, выполняющих маршрутные рейсы, и представляют собой прогнозы потенциально опасных погодных условий. Эти сводки также доступны на земле для пилотов, составляющих план будущего по лёта. Консультативные полётные сводки погоды могут выпускаться в форме AIRMET, SIGMET или конвектив ной SIGMET.
AIRMEТ
AIRMET представляют собой консультативные полёт ные сводки погоды, выпускающиеся каждые 6 часов с промежуточными обновлениями. Содержащаяся в сводках AIRMET информация представляет интерес для пилотов всех ЛА, но в разделе погодных условий описываются, главным образом, погодные явления, по тенциально опасные для лёгких ЛА и ЛА с ограничен ными эксплуатационными возможностями.
Сводка AIRMET включает в себя прогнозы умеренного обледенения, умеренной турбулентности, стабиль ных приземных ветров со скоростью 30 узлов (15 м/с) и более, широких зон облачности с высотой нижней кромки более 1000 футов (300 м) и/или с дальностью видимости менее 3 миль (4,8 км), а также значительного ухудшения видимости в горных районах.
Каждому бюллетеню AIRMET присваивается фик сированный алфавитно-цифровой идентификатор. Нумерация начинается с первого выпуска конкретного дня. Сводки AIRMET, касающиеся условий ППП и ухуд шения видимости в годах, имеют кодовое обозначение
«Sierra»; содержащие информацию о турбулентности, сильных приземных ветрах и срывах ветра в приземном

ISLCj Salt Lake City
1CHI j Chicago
1BOS! Boston
ISFOj
San Francisco
1 MlдjMiami
IDFWj
Dallas/Fort Worth
Coastal Waters-from coast outward to the flight information region border
Рис. 12-12. Карта метеорологических регионов.
слое, обозначаются «Tango»; а указывающие на обледе нение и нижнюю границу замерзания - «Zulu».
Пример:
DFWTWA 241650
AIRMET TANGO UPDT 3 FOR TURBC...STG SFC WINDS AND LLWS VALID UNТIL 242000
AIRMEТ TURBC... ОК ТХ...UPDT
FROM оке то DFW то SAT то МАР то CDS
то оке OCNL MDT TURBC BLO 60 DUE ТО
STGAND GUSTYLOWLVL WINDS.CONDS CONTG BYD 200oz
Расшифровка:
Сводка AIRMET выпущен.а международным аэропор том Даллас-Форт Уэрт в 24-й день месяца в 16.50 UTS. Сводка представляет собой третье по счёту обнов ление AIRMET Tango и оповещает о турбулентности, сильных приземных ветрах и срыве ветра в приземном слое, которые будут иметь место до 20.00 UTS того же дн.я. Раздел турбулентности сводки содержит об новление для штатов Оклахома и Техас. В зоне между
городами Оклахома Сити - Даллас, штат Техас - Сан Антонио - Мuдлан.д, штат Техас - Чайлдресс, штат Техас будет наблюдаться эпизодическая уме ренная турбулентность на высоте мен.ее 6000 футов, связанная с сильными порывистыми приземными ве трами. Также отмечается, что эти явления будут на блюдаться и после 20.00 UTS.
SIGMEТ
Бюллетень SIGMET - полётная сводка, описывающая неконвективные погодные явления, представляю щие потенциальную опасность для всех ЛА. Прогнозы включают в себя сильное обледенение (не связанное с грозами), сильную или предельную турбулентность либо турбулентность при ясном небе (не связанную с грозами), пылевые или песчаные бури, которые сни жают приземную или полётную видимость менее 3 миль, а также вулканический пепел. Сводки SIGMET выпускаются нерегулярно и действительны в течение 4 часов (сводки, сообщающие об ураганах, действи тельны в течение 6 часов).
Каждая сводка имеет буквенный идентификатор - от «November»до «Yankee», исключая «Sierra» и «Tango».
Первый выпуск обозначается как «срочный погодный SIGMET» (Urgent Weather SIGMET, UWS). Повторные сводки, посвящённые тому же погодному явлению, ну меруются последовательно до тех пор, пока явление не прекратится.
Пример:
SFOR WS 100130
SIGMET ROME02 VALID UNТIL 100530 ORWA
FROM SEA ТО PDT ТО EUG ТО SEA
OCNL MOGR САТ BTN 280 AND 350 EXPCD DUE ТО JТSTR.
CONDSBGNGAFТ 0200ZCONTGBYD 0530Z.
Расшифровка:
Сводка SIGMET Romeo 2, второй выпуск для даююго по годного явления. Действительна до 05.30 UTS 10-го дня месяца. Сводка относится к воздушному пространству над Орегоном и Вашингтоном - области, ограниченной городами Сиэттл - Портланд - Юджин. Ожидается эпизодическая умеренная или сильная турбулентность при ясном небе на высотах от 28 ООО до 35 ООО футов, связанная со струйным течением. Эти условия нач нутся после 02.00 UTS и будут продолжаться дольше срока действия данной сводки, который истекает в
05.30 UTS.
Информация о существенных конвекционных погодных явлениях (WST)
Конвекционная сводка SIGMET (WST) -это консульта тивная полётная сводка погоды, содержащая информа цию об опасных конвекционных погодных явлениях, которые представляют опасность для всех полётов. Конвекционные SIGMET выпускаются в случае силь ных гроз с приземными ветрами скоростью более 50 узлов (26 м/с), градом в приземном слое с диаметром градин 3/4 дюйма (19 мм) или более, а также в случае торнадо. Они могут предупреждать пилотов о возник новении маскированных гроз, грозовых фронтов или гроз с сильными или очень сильными осадками, затра гивающих более 40% территории региона площадью 3000 футов2 (280 м2) или более.
Конвекционные сводки SIGMET выпускаются на всей территории США (кроме Аляски и Гавайских островов): конкретнее, для восточной (Е), западной (W) и цен тральной (С) части Соединённых Штатов. Регулярные сводки выпускаются за пять минут до окончания каж дого часа, специальные- в любое время. Срок действия любой сводки составляет два часа. Конвекционные
сводки SIGMET имеют последовательную нумерацию (от 1 до 99). Номер 1 имеет сводка, выпущенная в О ча сов UTS. Конвекционные SIGMET выпускаются вне за висимости от наличия опасных погодных условий; од нако, в случае отсутствия таких условий, сводка имеет вид «CONVECТIVE SIGMET... NONE.»
Пример:
МКСС WST 221855 CONVECTNE SIGMET 21С VALID UNТIL 2055
кsоктх
VCNTYGLD-CDSLINE NO SGFNT TSTMS RPRTD
LINE TSTMS DVLPG ВУ 1955Z WILL MOV EWD 30-35 КТ THRU 2055Z
HAIL ТО 2 IN PSBL
Расшифровка:
Аббревиатура «WST»указывает на то, что это конвек ционная сводка SIGMEТ. Сводка выпущена в 18.55 UTS 22-20 числа текущего месяца. Настоящая сводка явля ется конвекционной сводкой SIGMET номер 21С, т. е. 21-й по счёту, выпущенной для центральной части США. Срок действия сводки составляет 2 часа, до 20.55 UTS. Сводка действительна для области Канзас-Оклахома Техас, на территориях, прилегающих к линии горо дов Гудланд, штат Канзас - Чайлдресс, штат Техас. Значительных гроз не ожидается, но к 19.55 UTS пред полагается формирование грозового фронта, который будет продвигаться на восток со скоростью 30-35 узлов вплоть до 20.55 UTS. Возникающие грозы могут сопро вождаться градом с диаметром градин более 2 дюймов.
Прогноз верхних ветров и температуры (FD)
Прогнозы верхних ветров и температуры (FD) выпу скаются для ряда районов континентальных штатов США, Гавайских островов и Аляски. Прогнозы выхо дят дважды в день - в О часов и 12.00 UTS - и осно вываются на информации от радиозондов в верхних слоях атмосферы.
Высоты до 12 ООО футов (3,7 км) включительно явля ются истинными высотами, свыше 18 ООО футов (5,5 км) - барометрическими. Направление ветра всегда указывается относительно истинного направления се верного меридиана, скорость ветра - в узлах, темпера тура - в градусах Цельсия. Ветры, дующие на высотах менее 1500 футов (457 м) над высотой пункта наблюде ния, не включаются в прогноз, равно как и температуры в точках, превышение которых над высотой пункта

наблюдения менее 2500 футов (762 м). Если прогно зируемая скорость ветра более 100 узлов (5·1 м/с), но менее 199 узлов (102 м/с), компьютер увеличивает угол направления на 50°и уменьшает скорость на 100 узлов. При расшифровке этого информационного блока не обходимо выполнить обратные действия. Например, когда в сводке указано «731960», нужно вычесть 50 из 73 и прибавить 100 к 19. Таким образом, направление ветра 230°, его скорость 119 узлов, температура -60°С. Если скорость ветра равна или превышает 200 узлов, в прогнозе указывается 99. Например, если в сводке ука зано «7799», необходимо вычесть 50 из 77 и прибавить 100 к 99, что даёт направление ветра 270°, а скорость 199 узлов или выше. Если прогнозируемая скорость ветра менее 5 узлов (2,6 м/с), информационный блок имеет вид «9900», что означает «слабый переменный ветер» (рис. 12-13).
FD | 3000 | 6000 | 9000 | 12000 | 18000 | 24000 | 30000 |
АМА | 2714 | 2725+00 | 2625-04 | 2531-15 | 2542-27 | 265842 | |
DEN | 2321-04 | 2532-08 | 2434-19 | 2441-31 | 235347 |
Рис. 12-13. Прогноз верхних ветров и температуры.
Расшифровка прогноза, приведённого на рис. 12-13:
Заголовок указывает на то, что это прогноз FD, пере данный 15-го числа месяца в 16.40 UTS и составленный на основе данных радиозонда, полученных в 12.00 UTS. Время действия прогноза 18.00 UTS, и его следует ис пользовать в период между 17.00 u21.00 UTS. В заголовке также указано, что все температуры на высотах более 24000 футов над СУМ отрицательные. Это означает, что знак «минус» перед значениями температуры в про гнозе опущен.
Информационные блоки из четырёх цифр содержат данные о направлении ветра относительно истинного направления северного меридиана и его скорости в узлах. Высота пункта наблюдения в Амарилло, штат Техас, составляет 3605 футов, поэтому наименьшая высота прогноза ветра - 6000 футов. Для этой высоты в про гнозе указано «2714,,, что означает направление ветра 270° и скорость 14 узлов.
Информационные блоки из шести цифр включают в себя значение температуры воздуха. Высота пункта наблюдения в Денвере (DEN) составляет 5431 фут, поэтому наименьшая высота прогноза ветра и тем пературы - 9000 футов. Для этой высоты указано
«2321-04», что означает направление ветра 230°, ско рость ветра 21 узел и температуру-4°С.
Карты погоды
Карты погоды отображают текущие или прогнози руемые погодные условия в графическом виде. Они содержат информацию о погоде на всей территории США и предназначаются для использования при пла нировании полётов. Обычно карты погоды показывают движение крупных климатических систем и фронтов и составляются на основе наземных наблюдений, ме теорологических прогнозов и информации от радио локационных станций. Карты прогноза существенных погодных явлений отображают общую картину погоды на ближайшие периоды времени.
Карта приземного анализа
Карты приземного анализа описывают текущее состоя ние погоды в приземном слое (рис. 12-14). Такие карты составляются компьютером, рассылаются каждые три часа и отображают территорию 48 континентальных штатов США и прилегающие к ним области. На картах приземного анализа указываются области высокого и низкого давления, атмосферные фронты, температуры, точки росы, направления и скорости ветров, местная погода и факторы ухудшения видимости.
На картах также отображаются результаты наблю дений в контрольных точках на всей территории США. Эти данные указываются в соответствии с установлен ной схемой нанесения данных (рис. 12-15). Схема нане сения данных включает в себя:
Тип наблюдения - блок круглой формы указывает на то, что наблюдения произведены официальным метеонаблюдателем. Прямоугольная форма блока означает, что данные поступили от автоматиче ской станции. Также информация может поступать от станций, расположенных в открытом море, - судов, бакенов и морских платформ.
Облачность - может иметь следующие значения:
«ясно», «рассеянная облачность», «облачно с про яснениями», «пасмурно» или «плохая/частично плохая видимость».
Облака - отображаются в виде стандартизован ных символов. Символы низкой облачности распо лагаются под информационным блоком, средней и высокой - непосредственно над ним. Обычно ря дом с каждым блоком располагается один символ.
Давление на уровне моря - три цифры, округля ется до ближайшей десятой доли миллибара. Если давление 1000 мб и выше, перед трёмя цифрами ставится «10». Если давление менее 1000 мб, перед трёмя цифрами ставится «9».
Изменения/тенденции изменения давления - за последние три часа, в десятых долях миллибара.

I
. · .1':1 20
4◄,81,1 ..
RPCL •
1'
Рис. 12-14. Карта приземного анализа.
Указываются непосредственно под значением дав ления на уровне моря.
Осадки - количество осадков, выпавших за по следние шесть часов, с округлением до ближайшей сотой доли дюйма.
Точка росы - в градусах Фаренгейта.
Текущие погодные условия - для описания те кущей погоды используется более ста различных символов.
Температура - в градусах Фаренгейта.
Ветер - истинное направление ветра показыва ется стрелкой, направленной в сторону, откуда дует ветер. Короткий усик оперения стрелки соот ветствует скорости ветра 5 узлов, длинный усик - 10 узлов, флажок - 50 узлов.
Карта описания погодных условий
Карта описания погодных условий отображает характеристики погоды в приземном слое на осно вании сводок METAR и других наземных наблюде ний. Эти карты составляются и распространяются компьютером каждые три часа, начиная с 01.00 UTS, и действительны вплоть до появления нового вы пуска. Карты показывают общую картину погоды на
территории США и используются при планировании полётов (рис. 12-16).
На карты этого типа обычно наносятся крупные ат мосферные фронты и области высокого и низкого дав ления, а также зоны погодных условий, соответствую щих ПВП (VFR), ППП (IFR) и минимально допустимым ПВП (MVFR). Зоны IFR (нижняя кромка облачности на высоте менее 1000 футов, дальность видимости менее трёх миль) обведены замкнутой кривой с заштрихован ной внутренней частью. Зоны MVFR (нижняя кромка облачности на высоте от 1000 до 3000 футов, дальность видимости от 3 до 5 миль) обведены замкнутой кривой без штриховки внутри. Зоны VFR (ясное небо или ниж няя кромка облачности выше 3000 футов, дальность видимости более 5 миль) не обводятся.
Карты описания погодных условий используют мо дифицированную схему нанесения данных, включаю щую в себя суммарную облачность, высоту облачного слоя или нижней кромки, погодные явления и факторы ухудшения видимости, но не содержащую данных о ве тре и давлении (в отличие от карт приземного анализа). Квадратная скобка «]» справа от названия станции указывает на автоматический режим наблюдения. В остальном схемы нанесения данных карт описания по годных условий и карт приземного анализа совпадают.

Тип средней облачности
Давление на УМ
Изменения давления за последние 3 часа
Поведение давления
Осадки за 6 часов
1. Суммарная облачность: | Пасмурно |
2. Температура/точка росы: | 34 'F/32'F |
3. Ветер: | С северо-запада (относительно истинного направления северного меридиана), скорость 20 узлов Примеры обозначений направления и скорости ветра Безветренно СВ/5 узлов ЮЗ/10 узлов С/15 узлов 3/50 узлов Ю/бОузлов @ (1 у 6 LQ s> |
4. Текущие погодные условия: | Непрерывный (обложной) лёгкийснег |
5. Преобладающая облачность на нижнем, среднем и верхнем уровнях: | Рваные слоистые или кучевые, эпизодические СМУ, местами высококучевые и плотные перистые |
6. Давление на уровне моря: | 1014,7 миллибар(mЬ) Примечание: давление всегда обозначается трёмя цифрами с округлением до ближайшей десятой доли миллибара. Если давление 1000 мб и выше, передтрёмя цифрами ставится «10». Если давление менее 1000 мб, перед трёмя цифрамиставится «9». |
7. Изменения давления за последние 3 часа: | Увеличивалось стабильно или нестабильно на 2,8 мб. |
8. Осадки за последние 6 часов: | 0,45 дюйма. Число округляется до ближайшей сотой дюйма. |
Рис. 12-15. Примеринформационного блока в соответствии со схемой нанесения информации и условные обозначения карт погоды.
Обзорная радиолокационная карта
Обзорная радиолокационная карта является графи ческим представлением совокупности радиолокаци онных сводок погоды (рис. 12-17). Карта публикуется ежечасно, за 25 минут до истечения каждого часа. На ней отображаются зоны осадков, а также их характери стики (рис. 12-18). Обзорная радиолокационная карта содержит следующую информацию:
Отсутствие данных - те районы, данные о кото рых не поступают, на карте обозначаются буквами
«NA». Отсутствие отражённого сигнала обознача ется буквами «NE».
Контуры зон осадков различной интенсивности - существует шесть уровней интенсивности осадков, которые показываются пунктирными линиями с трёмя различными интервалами между штрихами.
Высота верхней границы - высоты верхних гра ниц эхосигналов над СУМ, указываются в сотнях футов.
Движение ячеек - обозначается стрелками, ука зывающими в направлении движения. Скорость движения в узлах проставляется над остриём стрелки. Слабое движение обозначается буквами
«LM».
Вид осадков - указывается с помощью специаль ных обозначений. Используются те же символы, что и на картах METAR.
Структура эхосигнала - области, ячейки или линии.
Предупреждения о плохой погоде - области с крайне неблагоприятными погодными условиями (торнадо, сильные грозы) выделяются жирной пунктирной линией.
![]()

. $ Dt
NQM/\jM$
ЕАТНЕ
о
/ 0 NO г -
i! FRi
ф

· l<t2 R
'So ...
.'эс;'
.._,
/.·
/ с Е
1:?s. NE
N: -E
. NE
Рис. 12-16. Карта описанияпогодных условий.
Рис. 12-17. Обзорная радиолокационнаякартапогоды.
Обзорная радиолокационная карта является ценным инструментов предполётного планирования. Следует, однако, учитывать некоторые ограничения. Карты этого типа отображают только зоны осадков. Если об лака или туман не ведут к возникновению осадков, они не наносятся на карту, равно как и высоты верхних и нижних кромок облачности. Поэтому радиолокацион ные карты необходимо использовать в сочетании со сводками METAR и прогнозами погоды.
Карта прогноза особых погодных явлений
Карты прогноза особых погодных явлений составля ются для погоды в нижнем слое атмосферы - от по верхности земли до FL 240 (24 ООО футов} - и в верхнем слое - от FL 250 (25 ООО футов} до FL 600 (60 ООО фу тов}. Нижний слой атмосферы иначе называют «слоем 400 мб». Ниже в этом разделе речь пойдёт, главным об разом, о картах прогноза особых погодных явлений в нижнем слое атмосферы.
Карты нижнего слоя бывают двух видов: 12- и 24-ча совые карты прогноза погоды и 36- и 48-часовые карты прогноза погоды в приземном слое. Карта первого вида состоит из четырёх планшетов и представляет собой 12- и 24-часовой прогноз особых погодных явлений и погоды в приземном слое. Карты выпускаются четыре раза в день: в О часов, 06.00, 12.00 и 18.00 UTS. Срок действия карты указан в левом нижнем углу каждого планшета.
- - Обозначение - Значение | |
R | Дождь |
RW | Ливень |
s | Снегопад |
sw | Сильныйснегопад |
т | Гроза |
NA | Нет данных |
NE | Нет эхосигнала |
ом | Станция закрыта на сервисное обслуживание |
35 | Ячейка движется к северо-востоку со скоростью 35 узлов |
LM | Слабое движение |
WS999 | Сильнаягроза, зона опасных условий номер 999 |
WТ210 | Торнадо, зонаопасныхусловийномер 21О |
SLD | Покрытие линии 8/1О или больше |
Линия эхосигналов | |
Рис. 12-18. Уровниинтенсивности, контурыи обозначения видовосадков.
Два верхних планшета отображают особые погодные явления, например, неконвекционную турбулент ность, слои обледенения и погодные условия, соответ ствующие IFR и MVFR. Границы областей умеренной или сильной турбулентности обозначены пунктир ными линиями. Числа внутри линий указывают на вы соту турбулентности над СУМ в сотнях футов. Значения прогнозируемой высоты нижней и верхней кромки зоны турбулентности указываются ниже и выше ли нии границы соответственно. Также на этом планшете показаны области VFR, IFR и MVFR. Области IFR огра ничены сплошной линией, области MVFR -зубчатой, на остальной территории погодные условия соответ ствуют VFR. Ломаные линии и буквы «SFC» указывают на обледенение поверхности земли. Изолинии высот (изогипсы} слоёв обледенения указываются на карте пунктирными линиями с интервалом 4000 футов.
Два нижних планшета отображают прогноз погоды в приземном слое и описывают расположение и па раметры барических систем, фронтов и зон осадков. Атмосферные фронты и центры давления обознача ются стандартными символами. Направление пере мещения центров давления обозначается стрелками. Рядом с каждой стрелкой указывается скорость пере мещения в узлах. Помимо этого, на карту нанесены границы прогнозируемых зон осадков и грозовых об ластей. Если зона осадков затемнена, это указывает на то, что осадками затронута по меньшей мере половина территории. Вид осадков и способ выпадения обозна чаются специальными символами.
На рис. 12-19 приведена типовая карта прогноза осо бых погодных явлений, а также условные обозначения зон осадков. Карты прогнозов являются важнейшим источником информации при планировании полётов; однако при их использовании необходимо учитывать местные условия и локальные прогнозы погоды.
36- и 48-часовые карты прогноза погоды представ ляют собой расширенные версии 12- и 24-часовых карт. Карты этого вида выпускаются дважды в день. Обычно они содержат информацию о расположении и характе ристиках барических полей, атмосферных фронтов и зон осадков. Пример 36- и 48-часовой карты прогноза погоды приведён на рис. 12-20.
Отображение погоды на экранах РЛС УВД
Хотя системы УВД не всегда способны обнаружить об лака (или их отсутствие}, обычно они могут опреде лить интенсивность зоны осадков, хотя конкретные характеристики этой зоны (снег, дождь, град, вирга и т.д.} остаются неизвестными. По этой причине служба УВД обозначает все погодные зоны, отображаемые на экранах РЛС, как «осадки».

с::=.:)
CEIUNG 1000-3000 FТ INCLUSIVE
ANDiOR V1S!BIUТV 3-5 MILES INCL
MODERATE OR GREAТER ТURВUI...ENCE
FREEZING LEVEL АТ SURF'ACE FREEZJNG LEVELAВOVE MEAN SEA
Рис. 12-19. Карта прогноза особых погодных явлений и условные обозначения (врезка).
Центры управления воздушным движением на маршрутных линиях (ARTCC) обычно используют комплексы обработки радиолокационных и погодных данных (WАRР-процессоры), которые обрабатывают и отображают мозаичные данные, получаемые от мно жественных РЛС нового поколения (NEXRAD). Между обнаружением того или иного погодного явления и его отображением на экране всегда есть временная за держка. Для экрана диспетчера службы ARTCC эта за держка может составлять до 6 минут. WАRР-процессоры используются только подразделениями службы ARTCC. Диспетчеры службы ARTCC, использующей комплекс обработки погодных данных, используют при взаимо действии с пилотами следующую шкалу для обозначе ния интенсивности осадков:
легкие (light),
умеренные (moderate),
сильные (heavy),
экстремальные (extreme).
Службы ARTCC, не имеющие доступа к WАRР процессору, часто используют альтернативную систему - узкополосную авиационную РЛС кругового обзора (ARSR), которая способна отображать два уровня интенсивности осадков. В этом случае диспетчер,
сообщая пилоту о зоне осадков, может охарактеризо вать их интенсивность как «moderate» (умеренные) или
«heavy to extreme» (от сильных до экстремальных).
Службы ARTCC, оборудование которых не позво ляет отображать уровень интенсивности зоны осад ков, сообщают пилотам только об её местоположении (географическом или относительно ЛА). Поскольку ин формация об уровне интенсивности отсутствует, дис петчер сообщит: «lntensity unknown» (интенсивность неизвестна).
Радиолокаторы служб УВД не способны обнаружи вать турбулентность. Обычно вероятность возникно вения турбулентности растёт вместе с усилением до ждя или других видов осадков. Как правило, чем выше интенсивность осадков, тем сильнее связанная с ними турбулентность. Любые конвекционные процессы в ат мосфере могут привести к возникновению турбулент ности, даже при ясном небе. Конвекционный процесс, вызывающий наиболее сильные турбулентности, - это грозы. Пилотам не рекомендуется приближаться к зоне грозы ближе, чем на 20 миль (32 км), поскольку возникающие турбулентности зачастую оказывается значительно сильнее, чем можно ожидать на основа нии интенсивности осадков.


Рис. 12-20. 36-часовая(вверху) и 48-часоваякартыпрогноза погоды.

Рис. 12-21. Информационная страница ЭИПП.
Помощь в уклонении от встречи с неблагоприятными погодными условиями
По мере возможностей, диспетчеры предоставляют пилотам необходимые сведения о погодных условиях и помогают им избегать зон неблагоприятной погоды. Получив метеорологическую информацию от диспет чера, пилот должен подтвердить получение и, при не обходимости, запросить рекомендацию по своим даль нейшим действиям, а именно:
необходимое отклонение от первоначального курса - конкретнее, дистанцию и направление предполагаемого отклонения;
новый маршрут, который позволит избежать опас- ной зоны;
необходимое изменение высоты;
радиолокационные пеленги опасной зоны. Следует помнить, что основная функция диспет-
чера заключается в обеспечении безопасного эше лонирования полётов ЛА. Дополнительные услуги, одной из каковых является содействие в уклонении от встречи с неблагоприятной погодой, могут предо ставляться диспетчерами в той степени, в которой это не отвлекает их от выполнения основных задач. Также необходимо заметить, что при неблагоприятных по годных условиях нормальный режим воздушного движения, как правило, нарушается, увеличивая на грузку на диспетчеров и требуя от них концентрации
на своих первоочередных функциях. Возможности диспетчеров по оказанию дополнительных услуг пи лотам также могут быть ограничены такими факто рами, как недостаточная мощность РЛС или загружен ность радиочастот.
Отображение данных погоды на электронных индикаторах полётных данных (ЭИПП) и многофункциональных индикаторах (МФИ)
Электронные индикаторы полётных данных (ЭИПП) многих производителей способны отображать ин формацию, получаемую от спутниковых метеослужб. ЭИПП обеспечивают пилотам доступ к широкому спек тру спутниковых метеослужб.
На рис. 12-21 показано меню доступа к спутниковым метеослужбам типового ЭИПП. Доступные службы пе речислены ниже (в квадратных скобках приведены по следовательности символов, которые необходимо на брать на клавиатуре, чтобы получить доступ к данным той или иной службы).
Данные сети метеорологических РЛС нового по коления NEXRAD в графическом представлении [NEXRAD].
Данные метеосообщений с борта ЛА (METAR) в графическом представлении [METAR].
Данные METAR в текстовом представлении.
Прогноз погоды в зоне аэродрома в текстовом пред ставлении [TAF].
Данные городского прогноза погоды.
Параметры ветра в графическом представлении [WIND].
Данные верхней кромки отражённого эхосигнала в графическом представлении [ЕСНО TOPS].
Данные верхней кромки облачности в графиче ском представлении [CLD TOPS].
Данные атмосферных разрядов в графическом представлении [LTNG].
Данные движения грозовых ячеек [CELL MOV].
Зона охвата метеорологической РЛС сети NEXRAD (информация отображается вместе с данными NEXRAD).
Сводки SIGMET/AIRMET [SIG/AIR].
Данные приземного анализа погоды с включением городского прогноза [SFC].
Погодные предупреждения округа [COUNTY].
Данные об атмосферных слоях обледенения [FRZ LVL].
Данные движения урагана [CYCLONE].
Временные полётные ограничения [TFR].
Пилоты должны быть хорошо знакомы с ЭИПП или МФИ, установленных на панели управления экс плуатируемого ими ЛА, и знать, доступ к какой метеорологической информации эти индикаторы обеспечивают.
Актуальность и срок действия метеорологической информации
Информация со спутниковых каналов погоды обнов ляется достаточно часто, но не следует думать, что она поступает в реальном времени. При поступлении новых данных на МФИ всегда отображается время со ставления сводки на наземной станции. Время всегда указывается в формате UTS. Необходимо помнить, что сводка погоды составляется несколько позже, чем дан ные поступают со спутника.
На экране отображаются два типа информации о погоде: «текущая» погода и прогноз. Рядом с текущей информации отображается время составления сводки, а возле данных прогноза, вместо даты, показывается следующий набор символов: «_/ :_» (рис. 12-22).
Система РЛС нового поколения (NEXRAD)
Система NEXRAD состоит из 159 метеорологических РЛС Допплера (WSR-88D), распределённых по всей территории США, а также некоторых других стран. NEXRAD представляет собой совместный проект мини стерств торговли, обороны и транспорта США. Система
-
- - ---
-
![]()
NORTH UP
![]()
Н
◊
У
NEXRAD RAIN
L 1
Е
I MIX
.
.
![]()
SNOW
·11·- '/·
Т
1181П]
SIGMET
-/--:-
AIRMET
-/--:-
Рис. 12-22. Список каналов метеорологической информации и срок её действия.
управляется Национальной метеорологической служ бой, Метеорологическим агентством ВВС США и FAA (рис. 12-23).
Информация, поступающая от РЛС системы NEXRAD, бывает двух типов: уровня II и уровня III.
Информация уровня 11
Распространением данных NEXRAD уровня II зани мается Национальный центр климатических данных США (NCDC). Информация уровня II содержит значе ния трёх базовых параметров: коэффициента отража тельной способности, средней радиальной скорости и ширины спектра.
Информация уровня 111
NCDC регулярно распространяет метеорологиче скую информацию 41 вида. Графическая информация уровня III предоставляется в виде цифровых изобра жений, цветных и чёрно-белых распечаток или отпе чатков на прозрачной ацетатной плётке. Информация кодируется и распространяется через спутниковые си стемы, а также другими способами.

Рис. 12-23. Данные NEXRAD на электронном индикаторе.
Радиус территории, охватываемой данными NEXRAD уровня III, может достигать 2000 миль (3220 км). Необходимо понимать, что радиолокационные изобра жения обновляются не в режиме реального времени, и период их запаздывания может составлять до 5 минут. Радиолокационные снимки ни в коем случае нельзя ис пользовать для ориентации в зоне грозы или грозового фронта. Графические данные РЛС следует использовать только в качестве справочной или дополнительной информации.
Режимы отображения данных NEXRAD, топо графических данных (ТОРО), данных рельефа (TERRAIN) и штормоскопа (STORMSCOPE) являются взаимоисключающими.
Когда включён режим NEXRAD, режимы ТОРО, TERRAIN и STORMSCOPE автоматически отключа ются, поскольку все эти режимы используют для ото бражения одни и те же цвета.
При включённом режиме NEXRAD может отобра жаться информация о грозовых помехах. Это позволяет создать более явственную картину погодных условий на прилегающей территории.
Помимо использования функциональных клавиш для управления режимом NEXRAD, пилот имеет возмож ность установить желаемый масштаб. Он может увели чить ту или иную область экрана, получая детальную информацию о погодных условиях (рис. 12-24).
Искажения данных NEXRAD
Хотя система NEXRAD охватывает всю территорию страны и состоит из множества станций, это не исклю чает возникновения искажений и нарушений в её ра боте. Некоторые из искажений перечислены ниже:
помехи от земной поверхности;
стробирующие помехи и паразитные данные;
стробирующие импульсы от солнца (когда антенна РЛС направлена прямо на солнце);
помехи от зданий или гор, которые могут созда вать затенённые области;
засветка от фольги или металлической пыли, сбра сываемых с военных самолётов в целях нарушения работы радаров обнаружения.
Ограничения РЛС системы NEXRAD
Помимо перечисленных искажений, РЛС системы NEXRAD имеют определённые ограничения.
Отражательная способность
Отражательная способность РЛС системы NEXRAD не позволяет обнаруживать облачные слои или распоз навать тип осадков. Например, пилот может принять дождь за град или наоборот.

Рис. 12-24. Данные NEXRAD на электронном индикаторе (масштаб 500 миль). Индивидуальные цветовые пятна легко распознаются и интерпретируются с помощью легенды в верхнемправом углу экрана. При нажатии функциональнойклавиши LEGEND на экране появится страница с дополнительной информацией.

Рис. 12-25. Информационное окно карты AIRMEТ предлагает пилоту нажатьклавишу «enter»для получения дополнительной информации о погоде в выбранном районе. При нажатиифункциональной клавиши ENT в правой части отображаетсяокно с текстовой информацией.
![]()

Рис. 12-26. Экран легенды карты SIGMEТ/AIRMEТ.

Рис. 12-27. Экран легенды карты МЕТАR.
Помимо этого, отражательная способность РЛС огра ничена минимальным углом возвышения антенны. РЛС не может обнаружить высотные грозы, происходящие непосредственно над местом её нахождения. Таким об разом, каждая РЛС имеет область слепого пятна, кото рая может покрываться только сигналом соседней РЛС.
Разрешающая способность изображения
При увеличении масштаба отображения разрешаю щая способность графических данных также может стать ограничивающим фактором. Минимальная раз решающая способность отражающего сигнала РЛС NEXRAD - два километра. Это значит, что, когда мас штаб увеличивается примерно до десяти миль, изобра жение становится более «зернистыми» - превраща ется в набор отдельных квадратов. В каждом квадрате будет показываться наиболее сильный отражающий сигнал в радиусе двух километров.
Отображение информации AIRMET/SIGMET
Площадь территории, описываемой информацией AIRMET/SIGMET, определяется дальностью видимости МФИ. Некоторые дисплеи способны отображать метео рологическую информацию в радиусе 2000 миль.
Области погодных явлений выделяются на карте пун ктирными линиями (рис. 12-25). Легенда указывает, каким цветом выделяются области таких погодных
явлений, как обледенение, турбулентность, погодные условия ППП, ухудшение видимости в горных районах, а также приземные ветры (рис. 12-26). Значительным преимуществом графического представления данных AIRMETS/SIGMETS является то, что пилот видит гра ницы территории, описанной в сводке. Ему не прихо дится вручную определять координаты границ обла сти покрытия.
Данные METAR в графическом представлении
Данные METAR могут выводиться на МФИ в виде карты. Каждая станция, передающая сводки METAR/TAF, обо значается флагом в центре символа аэропорта. Цвет флага указывает на тип текущей погоды в зоне пере дающей станции. Значения цветов описаны в легенде (рис. 12-27).
На карте сводки METAR показываются все пере дающие станции в отображаемом районе. Установив ручку масштаба в значение «2000 миль», пилот имеет возможность получить информацию о текущих погодных условиях в аэропортах вдоль маршрута его полёта. Зная значения цветов каждого флага, он мо жет быстро определить, в каких районах погода соот ветствует ПВП, ППП или минимальным ПВП. Система цветных флагов позволяет пилоту быстро принять решение о необходимости увеличить высоту над от дельными аэропортами или изменить маршрут, чтобы обогнуть их.

Авиационные операции в аэропорту
![]()
Каждый полёт, как правило, начинается и заканчива ется в аэропорту. Аэропорт может представлять собой маленькое заброшенное лётное поле или быть огром ным комплексом, используемым коммерческими авиа линиями. В настоящей главе рассматриваются основы эксплуатации аэропортов, компоненты аэропортовых комплексов и особенности управления воздушными су дами в аэропорту или вблизи от него.
Типы аэропортов
Аэропорты бывают двух типов: с командно-диспетчер ским пунктом (КДП) или без него. Помимо этого, аэро порты подразделяются на:
гражданские - открытые для свободного доступа граждан;
военные и правительственные управля- емые структурами Министерства обороны, Национальным управлением США по аэронавтике и исследованию космического пространства или другими государственными органами;

частные - предназначенные для частного или ограниченного использования и закрытые для сво бодного доступа.
Аэропорты с командно-диспетчерским пунктом (КДП)
Командно-диспетчерский пункт (КДП) или «вышка» - место (здание, сооружение) в аэропорту, где располага ются авиадиспетчеры и руководитель полётов. Служба управления воздушным движением (УВД) отвечает за обеспечение безопасного, упорядоченного и раци онального воздушного движения в зоне аэропорта. Пилоты, базирующиеся на аэропорте с КДП, обязаны поддерживать двустороннюю радиосвязь с диспетче рами службы УВД, подтверждать получение их команд и выполнять эти команды. При невозможности выпол нить команду службы УВД пилот должен известить об этом диспетчера и запросить дополнительные ин струкции. В экстренном случае пилот может нарушить команду службы УВД, но обязан незамедлительно со общить диспетчеру об этом нарушении.
Аэропорты без КДП
Аэропорты без КДП не располагают централизован ной службой УВД. При эксплуатации такого аэропорта (аэродрома) двусторонняя радиосвязь не является обязательной, хотя пилотам рекомендуется сообщать о
Исходящие | Входящие | При заходе на посадку по приборам | |||
UNICOM (КДП и УВД отсутствуют) | Взаимодействуйте со станцией UNICOM на опубпикованной частоте CTAF (122.7, 122.8, 122.725, 122.975, 123.0). Если это невозможно, используйте процедуру открытого оповещения о своих действиях на частоте CTAF. | Перед рулением и перед выездомна ВПП для вэлёта. | За 1О миль до аэропорта. Заход на посадку по ветру,разворот и выход на посадочную прямую. Выезд с ВПП. | ||
КДП, УВД и UNICOM отсутствуют | Процедура открытого оповещения на частоте MULTICOM122.9. | Перед рулением и перед выездом на ВПП для вэлёта. | За 1О миль до аэропорта. Заход на В контрольной точке посадку по ветру, разворот и выход на конечного этапа захода на посадочную прямую. Выезд с ВПП. посадку или при входе в конечный этап захода. За 1О миль до аэропорта. Заход на Заход на посадку закончен посадку по ветру, разворот и выход на или прекращён. посадочную прямую. Выезд с ВПП. За 1О миль до аэропорта. Заход на посадку по ветру, разворот и выход на посадочную прямую. Выезд с ВПП. За 1О миль до аэропорта. Заход на посадку по ветру, разворот и выход на посадочную прямую. Выезд с ВПП. | ||
КДП отсутствует, открытая станция УВД | Взаимодействуйте со станцией УДВ на частоте CTAF. | Перед рулением и перед выездом на ВПП для взлёта. | |||
Закрытая станция УВД, КДП отсутствует | Процедура открытого оповещения на частоте CTAF. | Передрулением и перед выездом на ВПП для вэлёта. | |||
КДП или станция УВД не функционируют | Процедураоткрытого оповещения на частоте CTAF. | Перед рулением и перед выездом на ВПП для вэлёта. | |||
Рис. 13-1. Рекомендованные коммуникационные процедуры.
предполагаемых действиях на указанной радиочастоте с целью оповещения других воздушных судов в этом районе. При операциях в зоне аэропорта без КДП очень важным является правильный выбор общей радиоча стоты. В США, Канаде и Австралии для обозначения общей радиочастоты используется аббревиатура CTAF (Common Traffic Advisory Frequency, общая частота для сообщений о воздушной обстановке). CTAF представ ляет собой радиочастоту, специально выделенную для сообщений участников воздушного движения в зоне аэропортов без КДП. Частоты CTAF могут находиться в диапазонах Универсальной объединённой системы связи (UNICOM), системы распределения частот MULТICOM, станций служб обеспечения полётов либо в диапазонах частот КДП и приводятся в соответствую щих авиационных изданиях.

26 ALABAMA
BIRMINGHAMINТL (ВНМ) 4 NE UTC-6(-5DTJ N33°33.83' IV86'45.14' 650 8 S4 FUEl lOOLL. JET А ОХ 1. 2 LRд ARFF lndex С
RWY 06-24, Н12002Х150 (ASPH-GR'ID) S-175, D-205, DT-350 HIRL
RWY06, ALSF2, TDZL. PAPl(P4L Gд 2.8' ТСН 39',
RWY 24, MALSR, PAPl(P4L)-GA 3,О• тсн 50", Thld dsplcd 1200·,
TreP.. 0.5% r1own.
RWY 18-ЗБ: Н7100Х150 (ASPH-GRVD) S-75, D-170, Ul-240 MIRL
RWY 18: PAPl(P4L)-GA 3.2' ТСН 52'. Gro,юd.
Rl'IY36, REIL. Trecs.
IIRPORT REMARKS: AtteMed COl1tlnuously, Blrd actlVlty ,nvof all r.vys. Norn,al dep point for R,vy 24 at nuп1bers located ai т,vу А6. Т л,у F between 1,0,ys G and В rcstricted to эcft weighing 100.000 pouпds or less. Tv,')• N restrlcted to acf1"'eigtttng 204.000 1ьs ог tess. T\•Jy
М restricted to acft 75,000 losor less. т,vуG restricted to acft
65,000 lbs or less. MALSR R,vy 24 controlled Ьу twr but ops unn1on1torecJ. South ran1p c1s<1 to transient tfc permanerн1y, Fllgnt Notification Ser,ice (ADCUS) аvЫ. NOTE: See Land апd Hold Short Operations Section.
WEATHER ОАТА SOURCES: ASOS (205) 591-6172. WSP. COMMUNICAТIONS, AТIS 119.4 UNICOM122.95
AHНISTON FSS(ANB) TF 1-800-\VX-BRIEF. NOTAM FILE ВНМ. RCD122.2 123.65 (ANNISTO\/ FSS)
@ АРРЮЕР CDN 127.675 (231'-049°) 123.8 (050'-230°)
TO\VER 119.9 118.25 GND CDN 121.7 CLNCDEL125.675 PRE-TAXI CLHC 125.675
AIRSPACE: ClASS С svc continuous.ctc АРР СОН
CL
АПАНТА Н К.9А. L-14H
IAP. АО
о
о
RAOIOAIOSТО HAVIGAТIOH, NOTAM FILE ANB.
VULCAH (Н) VORTAC 114.4 vuz с1,ап 91 N33°40.21' IV86'53.99' 129° 9.8 NM to fld, 750/02Е. HIWAS.
МС ОЕН NOB (HW/LOM) 224 Bfl NЗЗ0ЗО.68' IV86°50.74' 057° 5.6 NM to fld. NOTAM FILE ВНМ. ROEBY НОВ (LOM) 394 RO NЗЗ"Зб.46' W86"40.73' 235' 4.6 NM to fld. NOTAM FILE ВНМ.
ILS 110.3 1-ВНМ Rщ 06. CLASS IIE. LOM МС DEN NDB.
(LSffiME 109.5 1-nOE Chan 32 Rv,-y24. CLЛSS IE. LOM nОЕВУ NDB. ILSIDME111.3 1-ВХО Chan 50 R1•,y 18. (LOC only}.
ASR
BLACKWELL НО (See OZARK)
BLOOO N31°49.82' W86'06.33' ОТАМ FILE то,. HEW ORLEAHS
НОВ (MHW/1.0M) 365 ТО 070° 5.1 NM to Troy Muni. L-18F
UNICOM - это сеть неправительственных радио коммуникационных станций, которая обеспечи вает радиосвязь воздух-земля на территории США, Канады и Австралии и может предоставлять инфор мацию по аэропортам открытого пользования, не имеющим КДП. По запросу пилота станция UNICOM
может предоставить ему данные о погодных условиях и направлении ветра, рекомендации по выбору ВПП и другую необходимую информацию. Если в качестве CTAF выделяется частота UNICOM, об этом сообщается в соответствующих профильных авиационных изда ниях. На рис. 13-1 приведены рекомендованные комму никационные процедуры. Все вопросы радиосвязи будут более подробно изложены далее в настоя щей главе.
Источники информации об аэропорте
Перед посадкой в незнакомом аэропорте необходимо ознакомиться с актуальной информацией, касающейся этого аэропорта. Эта информация должна включать в себя данные о частоты радиосвязи, доступных авиаци онных услугах, закрытых ВПП или строительстве на территории аэропорта. Информацию обычно можно получить из трёх источников:
аэронавигационные карты;
справочник аэропортов и наземных служб (A/FD);
извещения пилотам (НОТАМы).
Рис. 13-2. Фрагмент справочника A/FD.
Аэронавигационные карты
На аэронавигационные карты наносится краткая ин формация об аэропортах. В главе 15, «Аэронавигация», приведены фрагменты аэронавигационных карт и их легенд, содержащих используемые на этих картах.
Справочник аэропортов и наземных служб (A/FD)
Справочник аэропортов и наземных служб (Airport/ Facility Directory, A/FD) содержит наиболее полную и подробную информацию о конкретном аэропорте. В нём перечисляются все аэропорты, вертолётные пло щадки и гидроаэродромы, открытые для свободного доступа. Справочник A/FD состоит из семи томов. Данные упорядочены по регионам и обновляются каж дые 56 дней. Справочник также доступен в электрон ном виде в Интернете по адресу: http://avn.faa.gov/afd. asp. На рис. 13-2 приведён фрагмент справочника. Для получения полной информации о том, какие дан ные приводятся в справочнике A/FD и как им поль зоваться, обратитесь к «примеру использования условных обозначений», содержащемуся в начале каждого справочника.
Помимо информации об аэропортах, каждый спра вочник содержит следующие сведения:
особые уведомления;
телефонные номера Федерального управления гражданской авиации США (FAA) и Национальной метеорологической службы (NWS);
рекомендованные маршруты полётов в соответ ствии с ППП;
промежуточные пункты маршрутов полётов в со ответствии с ПВП;
перечень контрольных точек проверки приёмни ков всенаправленных УКВ-маяков (VOR);
бюллетени об изменениях в аэронавигационных картах;
операции посадки и кратковременного ожидания (LAHSO) в некоторых аэропортах;
схемы движения в некоторых аэропортах с КДП;
параметры станций консультативного обслужива- ния маршрутных полётов (EFAS);
зоны прыжков с парашютом;
телефонные номера наземных служб.
Каждому пилоту надлежит ознакомиться со справоч ником A/FD и уметь им пользоваться.
Извещенияпилотам (НОТАМы)
НОТАМы содержат самую последнюю аэронавигаци онную информацию. Прежде всего, это важные све дения об аэропортах и изменениях, затрагивающих
Национальную систему УВД США (NAS) и касающихся полётов в условиях ППП. НОТАМы подразделяются на три категории: NOTAM-D (дистанционные), NOTAM-L (местные) и НОТАМ центров сбора и обработки по лётных данных (FDC). Сводки NOTAM-D прилагаются к ежечасным бюллетеням погоды и распространяются автоматическими и неавтоматическими станциями службы обеспечения полётов (FSS).
Сводки FDC выпускаются Национальным центром сбора и обработки полётных данных и содержат регла ментирующие сведения, например, временные полёт ные ограничения или поправки к процедурам инстру ментального захода на посадку.
Сводки NOTAM-D и FDC содержатся в официальном сборнике НОТАМов, который публикуется каждые 28 дней. Перед полётом пилот должен ознакомиться со всеми НОТАМами, которые могут касаться условий предполагаемого полёта.
Сводки NOTAM-D содержат информацию о закрытых рулёжных дорожках, наземном оборудовании вблизи рулёжных дорожек и путях движения персонала, пересекающих их, а также о светосигнальном обору довании, не влияющем на инструментальный заход на посадку (например, системе визуальной индикации глиссады, VASI). Сводки NOTAM-D распространяются только в зоне аэропорта и не прилагаются к ежечасным бюллетеням погоды. Каждая станция службы обеспе чения полётов ведёт сборник местных НОТАМов своего района. Для получения информации сводок NOTAM-D другого района необходимо обратиться напрямую к станции службы обеспечения полётов этого района.
Маркировка и обозначения в аэропорту
В аэропортах используются специальные знаки и мар кировка, которые указывают направление движения и обеспечивают пилотов необходимой информацией о работе служб аэропорта. Ниже будут рассмотрены наиболее распространённые знаки и маркировка. Дополнительные сведения можно получить, обра тившись к главе 2, «Аэронавигационное светосиг нальное оборудование и другие визуальные средства в аэропортах» Сборника аэронавигационной инфор мации» FAA (AIM).
Разметка ВПП
Разметка ВПП зависит от назначения конкретного аэропорта. На рис. 13-3 показана ВПП, предназначен ная для точного инструментального захода на посадку. Разметка типовых ВПП, предназначенных для посадки в соответствии с ПВП, может ограничиваться нанесе нием осевой линии и номера ВПП.

Легенда
• • Огни ВПП, вмонn,рованные в покрытие ВПП
c:::J Огни ВПП с возвышением над поверхностью ВПП Огни стоп-линии
Осевые огни/ указательные огни
Линейные оrни линии предупреждения
Рис. 13-3. Разметка путей движения аэропорта и наземное светосигнальное оборудование.
Поскольку во время взлёта и посадки ЛА подвержены воздействию ветра, ВПП в аэропортах располагаются с учётом преобладающих в данной местности ветров. ВПП нумеруются согласно магнитному курсу (относи тельно направления северного меридиана), на котором они расположены. В некоторых аэропортах имеются две и даже три ВПП, расположенные в одном и том же направлении (магнитном курсе). Такие ВПП называ ются параллельными и отличаются буквами, добавля емыми к номеру ВПП: например, ВПП ЗбL (левая), ЗбС (центральная), ЗбR (правая).
Некоторые ВПП имеют так называемый «смещённый» порог (начало участка, который может использоваться
для посадки ЛА). Порог ВПП может быть смещён из-за препятствий, расположенных вблизи конца ВПП. Хотя в этом случае посадка на участке между торцом и по рогом ВПП невозможна, этот отрезок может использо ваться для руления, взлёта или послепосадочного про бега. В некоторых аэропортах ВПП снабжены зонами концевой полосы безопасности и/или тормозной пло щадки. Концевая полоса безопасности - это участок, где спутные струи воздушных винтов или струи выхло пов реактивных двигателей могут рассеиваться, не раз рушая поверхность земли и не создавая угрозы окружа ющим объектам. Тормозная площадка - это участок с твёрдым покрытием, позволяющий ЛА замедлить
движение до полной остановки (без выкатывания за пределы ВПП) в случае прерванного взлёта. Эти зоны не могут использоваться для взлёта или посадки.
Разметка рулёжных дорожек
Рулёжные дорожки (РД) используются для движения ЛА из стояночной зоны к ВПП. Рулёжные дорожки выде ляются сплошной жёлтой осевой линией, а также могут иметь краевую разметку для обозначения границ до рожки. Как правило, это делается тогда, когда границы рулёжной дорожки не совпадают с краями бетонного покрытия. Если краевая разметка представляет собой сплошную линию, это означает, что расположенная за ней бетонированная площадка не предназначена для движения ЛА. Если разметка выполнена пунктирной линией, это означает, что ЛА могут двигаться по этой части бетонированного покрытия. В том месте, где ру лёжная дорожка переходит в ВПП, на неё может нано ситься маркировка места остановки ЛА. Эта разметка состоит из четырёх жёлтых линий (двух сплошных и двух пунктирных). Сплошные линии указывают на ме сто, где ЛА должен остановиться. В некоторых аэропор тах маркировка места остановки наносится и на ВПП. Это делается, когда две ВПП пересекаются между со бой. В таких случаях пилоты могут получать от службы
УВД указания следующего типа: «Посадка разрешена, остановитесь перед ВПП 30».
Другая маркировка
Помимо вышеперечисленных, в аэропортах имеются и другие типы маркировки. Среди них: разметка дви жения автомобильного транспорта, контрольные пло щадки проверки приёмников всенаправленных УКВ маяков (VOR), а также разметка границ территории, где движение запрещено.
Разметка дорожного движения автотранспорта на носится в тех случаях, когда пути перемещения авто мобилей пересекают рулёжные дорожки или ВПП. Эта разметка обычно представляет собой сплошную белую линию вдоль каждого края проезжей части и пунктир ные линии, обозначающие полосы движения. Вместо сплошных линий края проезжей части могут обозна чаться прерывистыми (в стиле «застёжки-молнии») линиями (рис. 13-4).
Контрольные площадки проверки приёмников VOR выделяются нанесённой на бетонное покрытие окруж ностью со стрелкой в центре. Стрелка указывает направ ление азимута площадки. В этих точках пи.лоты могут проверить работу бортовых приборов по сигналам на вигационных средств.

Линия границы проезжей части, белая, непрерывная
6 дюймов (15 см) шириной
Линия границы проезжей части, белая,
6 дюймов (15 см) шириной, пунктирные штрихи длиной 15 футов (4,5 м), расстояние между штрихами 25 футов (7,5 м).
Рис. 13-4. Разметка дорожного движения автотранспорта.
Границы запрещённых для движения областей обычно обозначаются двумя жёлтыми линиями (сплош ной и пунктирной).
Маркировочные знаки аэропортов
В аэропортах используются маркировочные знаки шести типов. Чем более сложен план аэропорта, тем большую важность эти знаки приобретают для пилота. На рис. 13-5 показаны примеры знаков, их назначение и предписываемые действия. Типы маркировочных знаков:
Обязательные для исполнения знаки - белая над пись на красном фоне. Эти знаки указывают на на чало ВПП, опасные или запрещённые зоны.
Знаки расположения - жёлтая надпись на чёрном фоне с жёлтой границей, без стрелок. Эти знаки указывают на расположения рулёжной дорожки или ВПП, определяют границу ВПП или обозна чают критические участки инструментальной си стемы посадки (ILS).
Знаки направления - чёрная надпись на жёлтом фоне. Эти знаки устанавливаются в местах пере сечения рулёжных дорожек и информируют о на правлениях, выходящих из перекрёстка дорожек.
Указатели маршрута - чёрная надпись на жёлтом фоне, могут содержать стрелки. Эти знаки по могают определить местонахождение различных объектов (ВПП, терминалов, грузовых зон и др.).
Информационные знаки - чёрная надпись на жёлтом фоне. С помощью этих знаков пилоты получают информацию о расположении зон, не видимых с КДП, используемых радиочастотах и мерах по уменьшению шума. Наличие, размер и местоположение таких знаков определяются ру ководством аэропорта.
Знаки дистанции до окончания ВПП - белые цифры на чёрном фоне. Цифры отображают дис танцию до окончания ВПП в тысячах футов.
Светосигнальное оборудование аэропорта
Большинство аэропортов оснащены световым оборудо ванием для обеспечения лётной деятельности в ночное время. Тип и параметры осветительных систем опреде ляются интенсивностью и сложностью операций кон кретного аэропорта. Светосигнальное оборудование аэропортов стандартизовано, так что для обозначения ВПП и рулёжных дорожек разных аэропортов использу ются огни одних и тех же цветов.
![]()
![]()
Тип знака Назначение или действие Тип знака Назначение или действие
| Место кратковременного ожидания на пересечении рулёжной дорожки и ВПП: перед пересечением ВПП сделайте кратковременную остановку | I.F;;:::::;;;;;;:::::;;;;;:::::;1;;;j | Граница безопасной/свободной от препятствий зоны ВПП: определяет границы защищённых зон ВПП | ||
Место кратковременного ожидания на пересечении рулёжных дорожек: перед пересечением перекрёстка сделайте кратковременную остановку | 11 | 11 | 11 | Граница критической области системы инструментальной посадки ILS: определяет границы критической области ILS | |
Место кратковременного ожидания при приближении к ВПП: сделайте кратковременную остановку, приближаясь к ВПП | /J--+I | Направление рулёжной дорожки: определяет направление и конечные пункты пересекающихся рулёжных дорожек | |||
Место кратковременного ожидания перед критической областью системы инструментальной посадки:сделайте кратковременную остановку перед критической областью ILS | / LI | Съезд с ВПП: Определяет направление и конечный пункт рулёжной дорожки, ведущей от ВПП | |||
Проезд запрещён: указывает на области с твёрдым покрытием, куда въезд ЛА запрещён | 122il | Направление отбытия: указывает направление, в котором производится взлёт | |||
Указатель рулёжной дорожки: идентифицирует рулёжную дорожку, по которой движется ЛА | \MIL | Направление прибытия: указывает направление, в котором производится приземление | |||
Указатель ВПП: идентифицирует ВПП, на которой находится ЛА |
| Маркёр конца рулёжной дорожки: указывает на то, что рулёжная дорожка заканчивается | |||
11 | Расстояние до конца ВПП: указывает оставшуюся дистанцию до конца ВПП в тысячах футов |
| Блок указателей направления: указывает направления на пересечении рулёжных дорожек | ||
![]()
Рис. 13-5. Маркировочные знаки аэропортов.
Световой маяк аэропорта приближения также помогают пилотам, заходящим на посадку по ПВП в ночное время.
Световые маяки помогают пилоту опознать аэропорт в ночное время. Маяки работают от заката и до рассвета. Иногда их включают при нижней кромке облачности менее 1000 футов (300 м) или при дальности призем ной видимости менее 3 сухопутных миль (5 км) (мини мум ПВП). Однако это не является обязательным, так что обязанность определить, соответствует ли погода требованиям ПВП, лежит на пилоте. Световой луч маяка располагается в вертикальной плоскости, что делает маяк наиболее эффективным при обзоре из сек тора от 1° до 10° над горизонтом, хотя его можно видеть и далеко за пределами этой области. Маяк может быть оснащён всенаправленным разрядно-конденсаторным устройством или вращаться с постоянной скоростью - в этом случае он испускает свет вспышками, происходя щими через равные интервалы времени. Комбинация цветов сигналов маяка указывает на тип аэропорта (рис. 13-6). Некоторые из наиболее распространённых световых сигналов:
вспышки белого и зелёного света - гражданский наземный аэропорт;
вспышки белого и жёлтого света - гидроаэропорт;
вспышки белого, жёлтого и зелёного света - вер толётный аэропорт;
две короткие белые вспышки, затем зелёная вспышка - военный аэропорт.

Рис. 13-6. Вращающиеся световые маяки аэропорта.
Системы огней приближения
Основная задача огней приближения - обеспечить возможность перехода от полёта по ППП к заходу на посадку по ПВП. Конфигурация группы огней прибли жения зависит от того, оборудована ли ВПП системой инструментальной посадки. Иногда ВПП оснащаются системой последовательно мигающих огней, которые для пилота выглядят как световой шар, движущийся по направлению к ВПП с высокой скоростью. Огни
Визуальные индикаторы глиссады
Визуальные индикаторы глиссады указывают пилоту правильное положение глиссады и могут использо ваться при заходе на посадку как днём, так и в ночное время. Движение по указанной системой глиссаде позволяет пилоту безопасно преодолеть препятствия перед посадкой и обеспечивает касание земли на не обходимом участке ВПП.
Визуальный индикатор захода на посадку (VASI)
Система огней VASI относится к наиболее распростра нённым инструментам визуальной индикации глис сады. VASI обеспечивает преодоление препятствий в секторе 10° над осевой линией ВПП и на дистанции до 4 морских миль (7,4 км) от порога ВПП.
VASI представляет собой световые блоки, располо женные в виде полос перпендикулярно осевой линии ВПП. Бывают двух- и трёхполосные системы VASI. Двухполосные системы состоят из ближней и дальней световых полос, а трёхполосные - из ближней, сред ней и дальней. Двухполосные VASI обозначают одну ви зуальную глиссаду со стандартным углом наклона 3°. Трёхполосные VASI обозначают две глиссады: нижняя со стандартным углом наклона 3°, верхняя располага ется на 0,25° выше нижней.
Принцип действия VASI основан на разнице между лучами красного и белого цвета. Каждый фонарь си стемы излучает белый свет (в верхней своей части) и красный (в нижней). Огни расположены таким обра зом, что, в зависимости от нахождения ЛА на глиссаде, выше или ниже её, пилот видит сочетание огней раз ного цвета, как показано на рис. 13-7.

Рис. 13-7. Двухполоснаясистема огней VASI.

На глиссаде
з·
Рис. 13-8. Указатель точной траектории захода на посадку.

Рис. 13-9. Трёхцветный индикатор глиссады.
Другие системы индикации глиссады
Указатель точной траектории захода на посадку (PAPI) по принципу действия аналогичен VASI, за исключе нием того, что огни этой системы располагаются в один ряд (обычно, слева от ВПП) (рис. 13-8).
Трёхцветный индикатор глиссады представляет со бой единственный источник, указывающий траек торию захода на посадку в форме трёхцветного луча. Область ниже глиссады освещена красным светом, сектор глиссады - зелёным, область выше глиссады - жёлтым. Находясь ниже глиссады, пилот может видеть небольшую полоску янтарного света. Не следует при нимать её за световую индикацию области выше глис сады (рис. 13-9).
Пульсирующий визуальный индикатор глиссады обычно представляет собой единственный источник света двух цветов, освещающий посадочную прямую над ВПП, на которой установлен индикатор. Сектор глиссады обозначается непрерывным белым све том. Область немного ниже глиссады обозначается непрерывным красным светом. Если ЛА опускается ниже глиссады, красный свет начинает пульсировать. Область выше глиссады освещается пульсирующим белым светом. По мере отклонения ЛА выше или ниже глиссады частота пульсации света возрастает.
Эффективная дальность действия системы - при мерно 4 мили (6,4 км) днём и до 6 миль (9,7 км) в ноч ное время (рис. 13-10).
Светосигнальное оборудование ВПП
Основная задача светосигнального оборудования взлётно-посадочной полосы - обеспечивать безопас ную посадку и взлёт ЛА в ночное время и в сумерках, а также в условиях ограниченной видимости.
Опознавательные огни торца ВПП (REIL)
Опознавательные огни торца ВПП (REIL) устанавли ваются во многих аэропортах для быстрого и безоши бочного определения начала ВПП (её торцевой части). Система состоит из пары синхронно мигающих огней, расположенных с обеих сторон торца ВПП. Огни REIL могут быть либо всенаправленными, либо однонаправ ленными (в сторону зоны захода на посадку).
Посадочные огни ВПП
Посадочные огни предназначены для указания боко вых краёв ВПП в ночное время и в условиях ограни ченной видимости. Огни классифицируются в соот ветствии с интенсивностью светового излучения: огни ВПП высокой интенсивности (HIRL), средней интен сивности (MIRL) и низкой интенсивности (LIRL). Огни HIRL и MIRL снабжены регулировкой интенсивности света. Посадочные огни всегда излучают белый свет, за исключением ВПП с оборудованием для посадки по приборам - в этом случае концевые участки ВПП

Выше глиссады
На глиссаде
Рис. 13-10. Пульсирующий визуальный индикатор глиссады.
маркируются жёлтыми посадочными огнями. Для ВПП длиной более 4000 футов (1200 м) длина концевого участка составляет 2000 футов (600 метров), для более коротких ВПП жёлтыми огнями обозначается вторая половина длины ВПП. Конец ВПП маркируется огнями, излучающими красный свет.
Внутренние огни ВПП
Система осевых огней ВПП устанавливается на неко торых ВПП, оборудованных для точного захода на по садку, для указания пилоту продольной оси ВПП в ус ловиях плохой видимости. Огни располагаются вдоль осевой линии ВПП с интервалом 50 футов (15 м). Осевые огни, установленные на последних 1000 футах (300 м) ВПП (если смотреть со стороны её входной кромки), излучают красный свет в направлении к ЛА, движуще муся по ВПП. На участке 3000-1000 футов (900-300 м) от конца ВПП осевые огни излучают красный и белый свет попеременно, а на остальном участке до порога ВПП-белый.
Огни зоны касания устанавливаются на некоторых ВПП, оборудованных для точного захода на посадку, и служат для обозначения зоны касания на ВПП с це лью облегчения посадки в условиях плохой видимости. Система состоит из двух рядов поперечных световых полос, расположенных симметрично вдоль осевой ли нии ВПП и излучающих постоянный белый свет. Зона огней приземления начинается в 100 футах (30 м) от входной кромки ВПП и заканчивается в 3000 футах (900 м) от кромки. Для ВПП длиной менее 6000 футов (1800 м) зона огней приземления заканчивается на се редине длины ВПП.
Осевые рулёжные огни схода служат для указания осевой линии рулёжных дорожек, обеспечивающих выход с ВПП. Их дополнительной функцией является
предупреждение пилотов и водителей автотранспорта о приближении к ВПП или критической зоне инстру ментальной/микроволновой системы посадки (ILS/ MLS). Осевые рулёжные огни схода представляют со бой ряд попеременно устанавливаемых зелёных и жёл тых огней, начинающийся с центра ВПП и заканчива ющийся непосредственно за местом ожидания у ВПП или у критической зоны ILS/MLS.
Осевые рулёжные огни входа служат для указания осевой линии рулёжных дорожек, обеспечивающих въезд на ВПП. По цветовой маркировке эти огни ана логичны осевым рулёжным огням схода. Огни схода/ входа являются двунаправленными: одна сторона ис точника света подаёт сигнал схода с ВПП, другая - сигнал входа на ВПП. Каждый из огней излучает свет одного и того же цвета в обоих направлениях.
Огни посадки и кратковременного ожидания обозна чают место кратковременного ожидания на некоторых ВПП, предназначенных для операций LAHSO. Огни по садки и кратковременного ожидания представляют собой ряд пульсирующих белых огней, установленных поперёк ВПП в месте кратковременного ожидания. Горящие огни означают, что система LAHSO функцио нирует, не горящие - что она отключена.
Управление светосигнальным оборудованием аэропорта
В аэропортах с КДП управление светосигнальным обо рудованием осуществляется диспетчерами службы УВД. В аэропортах без КДП освещение может вклю чаться по таймеру. Если в аэропорте имеется станция службы обеспечения полётов, светосигнальное обо рудование может управляться специалистами этой службы. Если в аэропорту присутствуют специалисты службы УВД или станции службы обеспечения полётов,
или отключении тех или иных светосигнальных си стем, а также запросить необходимую интенсивность освещения. В некоторых аэропортах без КДП пилоты могут контролировать освещение по радиосвязи. Для этого необходимо выбрать установленную радиоча стоту и нажать кнопку радиомикрофона определённое число раз. Для получения информации об аэропортах, в которых освещение контролируется пилотами, обра титесь к справочнику A/FD (рис. 13-11).
Освещение рулёжных дорожек (РД)
Всенаправленные огни рулёжных дорожек (РД) ука зывают на края РД и излучают синий свет. Во многих аэропортах интенсивность этих огней может регулиро ваться диспетчером службы УВД по мере необходимо сти или в соответствии с запросом пилота. Некоторые аэропорты оснащены также осевыми огнями Рд, излу чающими зелёный свет.
Светосигнальная маркировка препятствий
Нажатие кнопки микрофона Функция | |
7 раз в течение 5 секунд | Максимальная интенсивность освещения |
5 раз в течение 5 секунд | Средняя или низкая интенсивность освещения |
3 раза в течение 5 секунд | Минимальная интенсивность освещения |
Рис. 13-11. Управление светосигнальным оборудованием ВПП по радио.
Находящиеся в зоне аэропорта препятствия марки руются предупредительным знаком или световым сигналом, оповещающим пилота об их наличии как в дневное, так и в ночное время суток. Заградительная маркировка может устанавливаться как на территории аэропорта, так и за его пределами. Заградительная маркировка бывает следующих разновидностей:
красные заградительные огни - в ночное время излучают пульсирующий или непрерывный крас ный свет; в целях дневного обнаружения препят ствия маркированы оранжевым и белым цветами;
белые заградительные огни высокой интенсив ности - круглосуточно излучают пульсирующий белый свет высокой интенсивности; ночью интен сивность света снижается;
двойное освещение - в ночное время сочетание пульсирующих красных световых маяков и непре рывно горящих красных огней; в дневное время белые огни высокой интенсивности.
Указатели направления ветра
Для пилота крайне важно знать направление ветра. В аэропортах с действующим КДП эту информацию пи лотам сообщают специалисты службы УВД. Параметры ветра можно также узнать у сотрудников станции службы обеспечения полётов, расположенной возле аэропорта, или запросить на радиочастоте CTAF (если в аэропорту ведётся вещание на этой частоте).
Когда все вышеперечисленные способы недоступны, определить направление ветра можно с помощью ви зуальных указателей. Необходимо свериться с этими указателями даже в том случае, если информация на радиочастоте CTAF доступна, поскольку всегда существует вероятность, что она не соответствует действительности.
В качестве указателя направления ветра может вы ступать ветровой конус, ветровой рукав, четырёх гранный или Т-образный ветроуказатель. Обычно они располагаются в непосредственной близости от ВПП и могут устанавливаться в центре сегментированного круга, указывающего на направления маршрутов дви жения в зоне аэропорта (если порядок движения отли чается от обычного левостороннего) (рис. 13-12 и13-13).
Установленные маршруты движения
В аэропортах без КДП функцию оповещения пилотов о маршрутах движения в зоне аэропорта выполняет сегментированный круговой индикатор (рис. 13-13). Сегментированный круг обычно располагается в месте, обеспечивающем максимальную видимость с воздуха и земли, и состоит из следующих компо нентов: указатели направления ветра, указатели направления посадки, указатели ВПП и указатели маршрута движения.
Четырёхгранный индикатор указывает направления взлёта и посадки, когда погодные условия в аэропорту позволяют его использовать. Он может располагаться в центре сегментированного круга и в ночное время ино гда подсвечивается. Острые концы четырёхгранника указывают направление посадки. Пилоты не должны использовать четырёхгранный индикатор для других целей, помимо указания направления посадки. В аэро портах с КДП четырёхгранный индикатор следует ис пользовать только в тех случаях, когда диспетчерская вышка не функционирует. Указания КДП имеют более высокий приоритет, чем направление, отображаемое четырёхгранником.
Хорошим источником информации может слу жить ветровой рукав, поскольку он не только ука зывает направление ветра, но и позволяет оценить его скорость, наличие порывов и жёсткость погоды.

Рис. 13-12. Указатели направления ветра.
При сильном ветре рукав вытягивается параллельно земле, а при порывах - перемещается вперёд и назад. Четырёхгранные и Т-образные ветроуказатели под вешиваются на опоре свободно, что позволяет им вы равниваться вдоль направления ветра. Эти указатели могут также устанавливаться вручную для обозначе ния используемой ВПП, поэтому пилоту следует све риться с направлением ветрового рукава (если он есть в наличии).
Указатели ВПП устанавливаются парами, как изо бражено на рис. 13-13, и указывают направление ВПП. Указатели маршрутов движения также располагаются парами (в сочетании с указателями ВПП) и указывают направления поворотов там, где порядок движения от личается от обычного левостороннего. (Если в аэро порту отсутствует сегментированный круг, указатели маршрутов движения могут устанавливаться в конце ВПП или вблизи него).
В большинстве аэропортов и военных авиабаз вы соты установленных маршрутов движения (ВУМД) для винтовых ЛА, как правило, находятся в диапазоне от 600 до 1500 футов (от 180 до 450 м) над уровнем земной поверхности (УЗП). Информацию о ВУМД для конкрет ного аэропорта можно получить из справочника A/FD. ВУМД для военных турбореактивных ЛА иногда могут достигать 2500 футов (760 м) над УЗП. Поэтому пи лоты маршрутных ЛА, пересекающих схему движения в зоне аэродрома, должны быть в постоянной готов ности к появлению других воздушных судов и, по воз можности, вообще избегать этих районов. Выполняя манёвры в зоне аэропорта, пилот ЛА всегда должен со блюдать ВУМД, за исключением случаев, когда иное предписывается критерием надлежащей дистанции от
облачного слоя, определённым в параграфе 91.155 раз дела 14 Кодекса федеральных нормативных документов США (14 CFR). Дополнительная информация о марш рутах движения в зоне аэродрома содержится в главе 4 («Управление воздушным движением») Сборника аэ ронавигационной информации. Данные о маршрутах движения конкретных аэропортов, а также о действую щих в них ограничениях (например, о борьбе с шумом) можно найти в справочнике A/FD.
Пример. Описание схемы движения в аэропорту с единственной ВПП.
Войдите в схему движения в режиме гори зонтального полёта на траверсе середины ВПП, на высоте установленного маршрута движения. (Рекомендованная ВУМД 1000 футов (300 м) над УЗП, если нет иных указаний).
Сохраняйте ВУМД до достижения траверса вход ного порога ВПП на участке между вторым и третьим разворотами.
Выполните разворот и выходите на посадочную пря мую на дистанции не менее 0,25 мили (400 м) от ВПП.
Продолжайте движение по прямой, пока не достиг нете выходного торца ВПП.
Если вы остаётесь в схеме движения, выполните первый разворот за выходным торцом ВПП в пределах 300 футов (90 м) от ВУМД.
Если вы покидаете схему движения, продолжайте прямолинейный полёт или выходите с поворотом на 45° (налево при левостороннем, направо при правосто роннем порядке движения) за выходным торцом ВПП после достижения ВУМД (рис. 13-14).

Ветровой конус
Индикаторы посадочной полосы
Посадка и вылет из аэропорта с КДП, а также многие этапы маршрутного полёта невозможны без наличия на ЛА средств двусторонней радиосвязи. Поэтому пи лот должен быть осведомлён в вопросах лицензирова ния радиосвязи, разбираться в радиокоммуникацион ных средствах и процедурах.
Рис. 13-13. Сегментированныйкруг.
Пример. Описание схемы движения в аэропорту с параллельными ВПП.
Войдите в схему движения в режиме горизонталь ного полёта на траверсе середины ВПП, на высоте уста новленного маршрута движения. (Рекомендованная ВУМД 1000 футов (300 м) над УЗП, если нет иных указаний).
Сохраняйте ВУМД до достижения траверса вход ного порога ВПП на участке между вторым и третьим разворотами.
Завершите разворот перед конечным этапом за хода на посадку на дистанции не менее 0,25 мили (400 м) отВПП.
Продолжайте движение по прямой, пока не достиг нете ВЫХОДНОГО торца впп.
Если вы остаётесь в схеме движения, выполните первый разворот за выходным торцом ВПП в пределах 300 футов (90 м) от ВУМД.
Если вы покидаете схему движения, продолжайте прямолинейный полёт или выходите с поворотом на 45° (налево при левостороннем, направо при право стороннем порядке движения) за выходным торцом ВПП после достижения ВУМД.
При заходе на посадку не допускайте перелёта или пересечения посадочной прямой параллельной ВПП.
Не допускайте пересечения траектории взлёта па раллельной ВПП (рис. 13-15).
Лицензирование радиосвязи
Пилотам, выполняющим полёты на территории США, не требуется специальных разрешений на радиосвязь. Для выполнения международных полётов необходимо наличие ограниченного разрешения на радиотелефон ную связь, которое выдаётся Федеральной комиссией связи США (FCC).
Пилотам большинства ЛА авиации общего назна чения, выполняющим внутренние полёты на терри тории США, также не требуется получения лицензии на радиопередатчик. Лицензию на радиопередатчик необходимо получать лишь пилотам ЛА, осуществляю щих международные рейсы или оснащённых радиопе редатчиками иных диапазонов (помимо УКВ), а также в некоторых других случаях.
Радиокоммуникационное оборудование
В авиации общего назначения чаще всего исполь зуется радиооборудование УКВ- (VHF-) диапазона. УКВ-радиостанции работают в диапазоне от 118.0 до 136.975 МГц и, в зависимости от числа каналов, на ко торых они обеспечивают связь, обозначаются числами
«720» или «760». Все УКВ-радиостанции имеют рас пределение частот с шагом 0.025 МГц (118.025, 118.050 и т.д.). Интервал частот радиостанций типа 720 огра ничен 135.975 МГц, а типа 760 - 136.975 МГц. УКВ оборудование обеспечивает связь в пределах прямой видимости; поэтому с увеличением высоты полёта ЛА дальность связи возрастает.
В марте 1997 года Международная организация гражданской авиации (ИКАО) внесла уточнения в свои стандарты, предложив для аэронавигационной мо бильной службы связи сетку вещания с шагом 8.33 кГц. Внедрение сетки 8.33 кГц позволяет решить проблему нехватки УКВ-каналов для служб УВД в странах Западной Европы и в Великобритании. В январе 1999 года семь стран Западной Европы и Великобритания ввели в действие новую сетку вещания, предложен ную ИКАО. Соответственно, ЛА, выполняющие полёты в воздушном пространстве этих стран, должны быть ос нащены радиооборудованием, которое способно переда вать и получать сигналы с шагом сетки вещания 8.33 кГц.
![]()

Легенда
Рекомендованная стандартная левосторонняя
схема движения //Л. (стандартная правосторонняя
схема движения будет зеркальным отражением левосторонней)
Указатели маршрутов движения
Ветровой конус
Индикаторы посадочной полосы
Рис. 13-14. Схема движения в аэропорту с единственной ВПП.
Безопасный и эффективный полёт в воздушном про странстве невозможен, если пилот в полной мере не владеет фразеологией и надлежащими процедурами радиообмена. Словарь пилота/диспетчера, входящий в сборник аэронавигационной информации (AIM), мо жет помочь пилоту понимать и использовать стандарт ную терминологию радиопереговоров. Справочник также содержит множество примеров радиообмена.
ИКАО разработала фонетический алфавит, кото рый следует использовать при радиообмене. В ходе переговоров со службой УВД пилоты должны в обяза тельном порядке использовать этот алфавит для иден тификации своего ЛА (рис. 13-16).
Порядок действий при нарушении радиосвязи
Иногда во время полёта бортовая радиостанция вы ходит из строя. Это может выражаться в отказе при ёмника, передатчика или обоих компонентов системы. Если ЛА с неисправным приёмником необходимо со вершить посадку в аэропорту с КДП, пилоту рекомен дуется не входить в воздушное пространство класса D до тех пор, пока он не определит направление потока воздушного движения в зоне аэропорта. Затем пилот обязан оповестить диспетчерскую вышку о типе ЛА, его положении, высоте полёта и своём намерении со вершить посадку. После этого он должен включиться
в схему движения, периодически сообщать о своём по ложении и ждать световых сигналов командно-диспет черского пункта. Цвета и значение световых сигналов приведены на рис. 13-17.
Если неисправен передатчик, пилот должен выпол нить описанные выше процедуры, ожидая указаний на частоте службы УВД. В дневное время он может подать сигнал о получении указаний, покачав крыльями, в ноч ное - мигнув посадочными огнями.
Если вышли из строя и приёмник, и передатчик, пилот не должен входить в воздушное пространство класса D до тех пор, пока не определит направление потока воз душного движения, затем включиться в схему движения в зоне аэропорта и ждать световых сигналов.
Если неисправность бортовой радиостанции выявлена перед вылетом, рекомендуется отложить вьmет до устра нения поломки. Если это невозможно, пилоту следует связаться со службой УВД и запросить разрешение на вьmет без двусторонней радиосвязи. После получения разрешения пилоту рекомендуется постоянно отслежи вать соответствующую радиочастоту и/или следить за световыми сигналами.
Служба управления воздушным движением
Помимо услуг, обеспечиваемых станцией службы обе спечения полётов (см. главу 12, «Авиационные метео рологические службы»), пилоты могут пользоваться

Стандартная левосторонняя схема движения
Указатели маршрутовдвижения
Индикатор направления посадки
Индикаторы посадочной полосы
Ветровой конус
Рис. 13-15. Схема движения в аэропорту с параллельными ВПП.
различными услугами, предоставляемыми службой УВД. Во многих случаях взаимодействие со службой УВД входит в обязанности пилота, но даже когда это не обяза тельно, помощь службы может оказаться очень полезной.
Первичный радар
Радар - это устройство, служащее для получения ин формации о дальности, азимуте и/или возвышении объектов, которые находятся на пути излучаемых им радиоволн. Радар измеряет время между моментами излучения сигнала и возвращения отражённой волны и преобразует угловое отклонение луча в азимут и/или превышение. Для определения дистанции до объекта измеряется время, необходимое радиоволне, чтобы до браться до объекта и, отразившись от него, вернуться к приёмной антенне. Азимут обнаруженного объекта определяется положением вращающейся антенны в момент приёма эхо-сигнала.
Современные радары очень надёжны и редко вы ходят из строя. Если они и отключаются, то, главным образом, для технического обслуживания или за мены оборудования. Существуют, однако, некоторые ограничения, которые влияют на работу службы УВД и могут привести к тому, что диспетчер откажется от предоставления рекомендаций пилотам ЛА, которые находятся вне зоны его ответственности и не видны на экране радара.
Радиоволны всегда движутся по прямой, но траекто рия их движения может «искривляться» в ре;зультате атмосферных явлений (например, температурная инверсия), отражения или ослабления при встрече с плотными объектами (плотная облачность, осадки), или экранирования от рельефа местности.
Радиолокационный маяк службы УВД (ATCRBS)
Радиолокационный маяк службы УВД (ATCRBS) ча сто называют «вторичным обзорным радаром». Он
Цифра | Слово | Произно- шение | Слово | Код Морзе |
о | Zero | ZE-RO | Ноль | ----- |
1 | Опе | WUN | Один | ---- |
2 | Two | тоо | Два | .. --- |
3 | Three | ТRЕЕ | Три | ... -- |
4 | Four | FOW-ER | Четыре | ....- |
5 | Five | FIFE | Пять | ..... |
6 | Six | SIX | Шесть | - .... |
7 | Seven | SEV-EN | Семь | -- ... |
8 | Eight | АIТ | Восемь | --- .. |
9 | Nine | NIN-ER | Девять | ---- |
Десятичная дробь | Decimal | DAY-SEE- MAL | Запятая | |
позволяет устранить некоторые ограничения, возника ющие при использовании первичного радара. Система ATCRBS состоит из трёх компонентов: запросник, от ветчик и индикатор. Преимущества системы - усиле ние отражённых сигналов, быстрое определение целей и возможность отображения дополнительной инфор мации об объекте.
Бортовой ответчик (транспондер)
Бортовой радиолокационный ответчик (транспондер) представляет собой установленное на борту ЛА при ёмо-передающее устройство, являющееся частью си стемы вторичного обзорного радара. Маяк ATCRBS мо жет отображать вторичную информацию о ЛА только при условии, что на его борту установлен транспондер. Он также необходим при полёте в некоторых контро лируемых воздушных пространствах (см. главу 14,
«Воздушное пространство»).
Код транспондера состоит из четырёх цифр от О до 7 (всего 4096 возможных комбинаций). Некоторые ЛА имеют стандартные коды, либо код присваивается воз душному судну службой УВД. При запросе кода или передаче команды на транспондер диспетчер может использовать слово «squawk». На рис. 13-18 приведены примеры стандартной фразеологии, используемой при радиообмене. Дополнительную информацию, касаю щуюся работы с бортовым ответчиком, можно найти в сборнике аэронавигационной информации, глава 4.
Рис. 13-16. Фонетический алфавит.
Радиолокационные консультативные сообщения
Оборудованные радарами комплексы службы УВД обе спечивают радиолокационной информацией пилотов,
Буквы | |||||
Буква | Слово | Произно- шение | Буква | Слово | Код Морзе |
А | Alpha | AL-FAH | А | Анна | - |
в | Bravo | BRAH-VOH | Б | Борис | - ... |
с | Charlie | CHAR-LEE или SHAR- LEE | ц | Цапля | - - |
D | Delta | DELL-TAH | д | Дмитрий | - .. |
Е | Echo | ЕСК-ОН | Е | Елена | |
F | Foxtrot | FOKS- TROT | ф | Федор | .. - |
G | Golf | GOLF | г | Григорий | -- |
н | Hotel | HO-TELL | х | Харитон | .... |
1 | lndia | IN-DEE-AH | и | Иван | .. |
J | Juliett | JEW-LEE- ЕТТ | й | Иван краткий | --- |
к | Кilo | KEY-LOH | к | Констан- тин | - - |
L | Uma | LEE-MAH | л | Леонид | - .. |
м | Mike | MIKE | м | Михаил | -- |
N | November | NO-VEM- BER | н | Николай | - |
о | Oscar | OSS-CAH | о | Ольга | --- |
р | Рара | РАН-РАН | п | Павел | -- |
Q | QueЬec | КЕН-ВЕСК | щ | Щука | -- - |
R | Romeo | ROW-ME- он | р | Роман | - |
s | Sierra | SEE-AIR- RAH | с | Семен | ... |
т | Tango | TANG-GO | т | Татьяна | - |
u | Uniform | YOU-NEE- FORM или 00-NEE- FORM | у | Ульяна | .. - |
V | Victor | VIK-TAH | ж | Женя | ... - |
w | Whiskey | WISS-KEY | в | Василий | -- |
х | X-ray | ECKS-RAY | ь | Мягкий знак | - ..- |
у | Yankee | YANG-KEY | ы | Еры | - - - |
z | Zulu | ZOO-LOO | з | Зинаида | - - .. |
ч | Человек | ||||
ш | Шура | ||||
э | Эхо | ||||
ю | Юрий | ||||
я | Яков | ||||
ь | Твёрдый знак | ||||
Цвет и тип сигнала средств, оборудования и ЛАназемле ЛАв полёте персонала | |||
Ровный зелёный | Движение разрешено | Взлёт разрешён | Посадка разрешена |
Мигающий зелёный | Не используется | Руление разрешено | Ожидайте разрешения на посадку |
Ровный красный | Стой | Стой | Пропустите другой ЛА и продолжайте движение по кругу |
Мигающий красный | Очистить ВПП/РД | Очистить ВПП | Аэропорт закрыт, посадка запрещена |
Мигающий белый | Вернуться к исходной точке | Вернуться к исходной точке | Не используется |
Попеременный красный и зелёный | Быть предельно внимательным!!! | Быть предельно внимательным!!! | Быть предельно внимательным!!! |
![]()
Рис. 13-17. Сигналы прожектора.
осуществляющих полёт в условиях ППП и ПВП, если их ЛА оборудованы системами двусторонней связи и находятся в зоне действия радара. Предоставляемое службой УВД базовое обслуживание включают в себя срочные оповещения, информацию о воздушном движении, ограниченное наведение по курсу и вклю чение в очередь на посадку (там, где эта процедура применяется).
Сообщая о встречных воздушных судах, диспетчеры УВД основываются на данных радаров. Параметры дви жения встречных ЛА, сообщаемые пилоту, включают в себя азимут ЛА (по циферблату часов в 12-часовом формате), дистанция до него в морских милях, направ ление движения, а также тип ЛА и высота полёта (если эти данные известны).
Пример сообщения: «Traffic 10 o'clock 5 miles east bound, Cessna 152, 3000 feet» («Азимут 10 часов, уда ление 5 миль, курсом на восток, «Цессна 152», высота 3000 футов»). Следует помнить, что положение встреч ного ЛА определяется на основании его курса, а также о том, что после внесения поправки азимут встречного ЛА может измениться.
Получение информации о воздушном движении не освобождает пилота от необходимости обнаруживать другие ЛА и избегать столкновения с ними (рис. 13-19). Помимо базовых радиолокационных услуг, в неко торых аэропортах существует так называемая зона об служивания аэродромной РЛС (TRSA). Зоны TRSA обо значены на некоторых аэронавигационных картах и перечислены в справочнике A/FD. Зона TRSA представ ляет собой выделенную область воздушного простран ства, в пределах которой обслуживание службы УВД предоставляются ЛА, выполняющим полёт по ППП и (не обязательно) по ПВП в целях вертикального эшело нирования движения воздушных судов. Диспетчерское обслуживание в воздушном пространстве класса С
обеспечивает вертикальное эшелонирование между ЛА, которые выполняют полёт по ППП и ПВП, и направ ление последних в первичный аэропорт. Диспетчерское обслуживание в воздушном пространстве класса В обе спечивает вертикальное эшелонирование между ЛА на основе режима их полёта (ППП/ПВП), а также их массы, и направление ЛА, выполняющих полёт по ПВП, в первичный(е) аэропорт(ы).
Турбулентность спутного следа
Все ЛА во время полёта создают спутный след. Этот вид атмосферных помех вызывается парой вращаю щихся во встречном направлении вихрей, движущихся позади концевых частей крыльев ЛА. Спутные вихри крупных воздушных судов могут представлять опас ность для встречных ЛА, создавая кренящие моменты, противодействие которым выходит за пределы воз можностей их органов управления.
Помимо этого, создаваемая вихрями турбулентность может повредить элементы конструкции ЛА и борто вое оборудование. В силу этих причин, пилот должен предвидеть возникновение турбулентности спутного следа и соответствующим образом изменить траекто рию полёта.
Во время наземных операций и при взлёте выходя щая струя реактивного двигателя (турбулентность ре активной тяги) может затронуть и повредить близко расположенные лёгкие ЛА. Поэтому пилоты лёгких ЛА должны помнить о результатах воздействия реак тивной струи и сохранять достаточную дистанцию между своими ЛА и реактивными воздушными судами. Пилоты больших воздушных судов должны также учи тывать воздействие выходящей струи их реактивных двигателей на находящиеся поблизости ЛА и наземное оборудование.
- | Значение фразы и действия экипажа • | 6 | • | |
SQUAWK (код) | Установите код ответчика (в режиме д/3). | |||
IDENT | Установите ответчик в режим опознания. | |||
,. | Установите код ответчика (в режиме д/3) и включите режим опознания. | |||
SQUAWK (код) и IDENT | ||||
SQUAWК Standby | Временно прекратите работу ответчика. | |||
SQUAWK Low/Normal | Установите ответчик в режим низкой или нормальной чувствительности соответственно. По умолчанию ответчик работает в режиме «NORMAL»(на некоторых типах ответчиков вместо положения «NORMAL» используется «ON»). | |||
SQUAWK Altitude | Переведите ответчик в режим С с автоматической передачей данных барометрической высоты. | |||
SТОР Altitude SQUAWK | Выключите автоматическую передачу данных барометрической высоты, оставив ответчик в режиме С. Если ваше оборудование не позволяет сделать это, отключите режим С. | |||
SТОР SQUAWK (используемый режим) | Отключите указанный режим (обычно такая команда подаётся экипажам военных ЛА, когда диспетчер не осведомлён об эксплуатационных требованиях к военным воздушным судам) | |||
SТOPSQUAWK | Выключите ответчик. | |||
SQUAWK Mayday | Установите ответчик в режим сигнала бедствия (для гражданских ответчиков - режим А код 7700, для военных - режим 3 код 7700). | |||
SQUAWКVFR | Установите ответчик в режим д/3 код 1200 (или другой аналогичный код ПВП). | |||
Рис. 13-18. Фразеология радиообмена.
Возникновение вихрей
Подъёмная сила возникает благодаря перепаду давле ний вокруг крыла. Над верхней частью крыла распола гается зона низкого давления, а под крылом - высокого. Этот перепад давлений приводит к сдвигу воздушного потока к задней части крыла, в результате чего за кон цевыми частями крыла тянется шлейф возмущённого воздуха. Сформировавшийся спутный след состоит двух цилиндрических вихрей, вращающихся в противопо ложных направлениях. Основная часть энергии каждого вихря сосредоточена в нескольких метрах от его центра, но пилотам следует избегать попадания в область ради усом примерно 30 мот ядра вихря (рис. 13-20).
Интенсивность вихрей
Интенсивность вихря (или его напряжение) зависит от массы и скорости создающего его ЛА, а также формы крыла. На характеристики вихрей, создаваемых кон кретным ЛА, могут влиять выпущенные закрылки или другие элементы механизации крыла, а также измене ния в скорости движения. Вихри наибольшей интен сивности возникают, когда ЛА имеет высокую массу, малую скорость и чистую поверхность.
Поведение вихрей
Концевые вихри ведут себя вполне определённым об разом. Зная об этих свойствах, пилот может предста вить себе расположение вихря и принять необходимые меры предосторожности.
Вихри возникают в тот момент, когда ЛА отрывается от земли, и исчезают лишь после посадки, поскольку эта турбулентность является неизбежным побочным продуктом создаваемой крылом подъёмной силы (рис. 13-21). Вращение вихрей направлено вверх и в сторону от ЛА, а их оси проходят через концевые части крыльев. Эксперименты показали, что на высотах, пре вышающих размах крыльев, расстояние между вих рями немного меньше размаха крыльев, и они могут дрейфовать, относимые ветром. Известно также, что скорость снижения вихрей соответствует несколь ким метрам в секунду, причём по мере удаления от создающего их ЛА эта скорость и интенсивность вих рей падают.
Когда вихри, создаваемые большим ЛА, приближа ются к поверхности земли (на расстояние 30-50 м), они начинают перемещаться над землёй в попереч ном направлении со скоростью 4-6 км/ч. Боковой ветер замедляет перемещение наветренных вихрей

Пилот самолёта А получает информацию об азимуте встречного ЛА 12 часов. Истинное положение встречного ЛА, как его воспринимает пилот самолёта А, соответствует 1 часу. Пилот самолёта В получает информацию об азимуте встречного ЛА, также равного 12 часам, но в этом случае пилот воспринимает положение встречного ЛА как соответствующее 10 часам.
Рис. 13-19. Информация о воздушном движении.
и, соответственно, ускоряет - подветренных. При попутном ветре вихри, создаваемые движущимся по глиссаде воздушным судном, перемещаются вперёд, в зону касания, что может представлять опасность для следующего ЛА.
Предотвращение попадания в спутный вихрь
При посадке вслед за большим ЛА на ту же ВПП - заходите на посадку по той же или более высокой траектории, так, чтобы коснуться земли впереди точки касания предыдущего ЛА.
При посадке вслед за большим ЛА на параллельную ВПП, отстоящую от первой менее чем на 750 м - оцените возможность сноса спутного следа; захо дите на посадку по той же или более высокой тра ектории; обратите внимание на положение точки касания предыдущего ЛА.
При посадке вслед за большим ЛА на перпенди кулярную ВПП - пройдите точку пересечения по более высокой траектории, чем предыдущий ЛА.
При посадке позади ЛА, взлетающего с той же ВПП, - выберите такую траекторию захода на по садку, чтобы коснуться земли перед точкой отрыва предыдущего ЛА.
При посадке позади ЛА, взлетающего с перпенди кулярной ВПП, - заметьте положение точки от рыва предыдущего ЛА и, если эта точка находится позади пересечения ВПП, садитесь с таким расчё том, чтобы коснуться земли впереди пересечения. Если же точка отрыва предыдущего ЛА находится
перед пересечением, избегайте попадания под его траекторию. Продолжайте движение по глиссаде только в том случае, если предполагаемая точка касания находится за пересечением ВПП на значи тельном расстоянии от него; в противном случае прекратите заход на посадку.
При взлёте позади большого ЛА - взлетайте с таким расчётом, чтобы ваша точка отрыва на ходилась позади точки отрыва предыдущего ЛА, а ваша траектория набора высоты располагалась выше его траектории.
При взлёте сходу с середины ВПП - обратите внимание на движение больших ЛА вблизи вашей ВПП, особенно с наветренной стороны. Если разре шение на взлёт сходу получено, избегайте курсов, которые пересекают траекторию движения боль шого ЛА ниже этой траектории.
При взлёте или посадке позади большого ЛА, вы полняющего заход на посадку с малой высоты, уход на второй круг или посадку с немедленным взлё том, -совершайте взлёт или посадку не ранее чем через две минуты после предыдущего ЛА.
При выполнении полёта на маршруте рекоменду ется избегать попадания в область позади и ниже большого ЛА; заметив большой ЛА прямо по курсу, сместитесь вбок - лучше всего, против ветра.
Предотвращение столкновений
Кодекс федеральных нормативных документов (14 CFR, часть 91) устанавливает порядок первоочередного

Рис. 13-20. Возникновение концевых вихрей.
пролёта, минимальные безопасные высоты и крей серские высоты полёта по ПВП. Для предотвращения столкновений в воздухе пилот должен сохранять ос ведомлённость в обстановке и постоянно отслеживать появление других ЛА в непосредственной близости от маршрута своего движения. Это особенно важно при нахождении в зоне аэропорта.
Эффективное наблюдение осуществляется путём се рий коротких равномерных перемещений взгляда, за счёт чего разные участки небосвода последовательно попадают в центральное поле зрения. Сектор обзора при каждом перенесении взгляда не должен превы шать 10°, а каждый участок должен наблюдаться в те чение, по крайней мере, одной секунды, чтобы можно было обнаружить угрозу. Хотя большинство пилотов предпочитают перемещать взгляд в горизонтальной плоскости назад-вперёд, каждый пилот должен выра ботать наиболее удобную схему наблюдения, а затем придерживаться её для обеспечения оптимального наблюдения. Даже получив преимущественное право пролёта, пилот должен уступить дорогу, если другой ЛА окажется слишком близко от него.
Процедуры по предупреждению столкновений
Перечисленные ниже меры позволяют пилотам избе жать столкновений с другими ЛА.
Перед взлётом - перед рулением на ВПП или на посадочную площадку в ожидании разрешения на взлёт пилот должен убедиться, что участок подхода свободен от совершающих посадку воздушных
судов; при необходимости он может совершить не обходимые манёвры, чтобы обеспечить себе ясный обзор участка подхода.
Во время набора высоты и снижения - если по годные условия позволяют зрительное обнару жение других ЛА, пилот должен выполнить не сколько небольших кренов влево и вправо, чтобы обеспечить себе полный визуальный обзор воз душного пространства.
Во время установившегося прямолинейного по лёта - в течение продолжительных периодов крейсерского режима пилот должен с периодиче скими интервалами выполнять отслеживание воз душного пространства в пределах видимости.
В схеме движения в зоне аэродрома - следует избегать попадания в схему движения во время снижения.
При движении в зоне действия всенаправленного курсового радиомаяка (VOR) - вблизи VOR, где интенсивность воздушного движения может зна чительно возрастать, необходимо сохранять мак симальную бдительность и осторожность.
Во время тренировочных полётов - следует сохра нять максимальную бдительность; перед выполне нием практических манёвров необходимо выпол нять обзорные повороты. При получении указаний пилот должен повторить вслух процедуры обзора с целью исключения столкновений (произнести
«чисто слева, справа, вверху, внизу»).
ЛА с низко- и высокорасположенным крылом имеют различные «мёртвые зоны» обзора. Перед выполнением

![]()
Спjii'ныи след
заканчиваеТСQ
начиuается
Отрыв
Спутный след
Касание
Рис. 13-21. Поведение вихрей.
поворота пилот ЛА с высокорасположенньrм крылом должен на короткое время поднять крыло, а пилот ЛА с низкорасположенным крылом - опустить крыло в направлении предполагаемого поворота, что позволит произвести осмотр пространства вне кабины.
Предотвращение несанкционированного выезда на ВПП
Несанкционированный выезд на ВПП - это «любое событие на аэродроме, связанное с необоснованным наличием воздушного судна, транспортного средства или лица на защищённой площади поверхности, пред назначенной для выполняющих посадку и взлёт воз душных судов».
К наземным операциям следует относиться с тем же вниманием и ответственностью, что и к другим этапам полёта. Тщательное планирование всех своих действий позволит пилоту избежать несанкциони рованного выезда на ВПП и столкновений с другими ЛА или объектами на земле. В каждый момент вре мени пилот должен быть полностью осведомлён о положении своего ЛА на земле, а также о движении других ЛА и автотранспортных средств на прилега ющей территории. В аэропортах с КДП транспортное движение может быть очень интенсивным, а марш руты руления - сложными. В таких случаях пилотам рекомендуется записывать полученные указания по выполнению руления. Для предотвращения несанк ционированного выезда на ВПП рекомендуются сле дующие процедуры:
Внимательно прочитайте все инструкции по пере сечению ВПП и кратковременным остановкам передними.
На этапе предполётного планирования изучите маршруты движения в аэропорту, а затем, если это необходимо, освежите их в памяти перед началом снижения и перед выполнением руления,
Изучите применяемые в аэропорту знаки и обозначения.
Просмотрите НОТАМы на предмет обнаружения информации о закрытых ВПП, рулёжных дорожках и зонах строительства в аэропорту.
Если не уверены в маршруте руления, обратитесь в службу УВД за инструкциями.
Перед пересечением линии кратковременного ожидания перед ВПП и перед выездом на рулёж ную дорожку убедитесь в отсутствии препятствий.
Во время руления держите включёнными борто вые огни, проблесковый маячок или стробирую щие сигналы.
После посадки как можно быстрее покиньте ВПП, затем ждите указаний по выполнению руления.
Изучите и используйте соответствующую фразео логию, чтобы понимать инструкции диспетчера и иметь возможность отвечать на них.
Находясь в незнакомых аэропортах, записывайте инструкции по выполнению руления и держите их при себе.
Для получения подробной информации посетите веб-сайт Службы по безопасной эксплуатации ВПП Федерального управления гражданской авиации США по адресу http://www.faa.gov/runwaysafety/ или страницу Ассоциации владельцев и пилотов ЛА, по свящённую анализу ситуаций несанкционированного выезда на ВПП, по адресу http://www.aopa.org/asf/ accident_ data/incursions.html. Дополнительная инфор мация также содержится в консультативном бюллетене FAA АС 91-73, часть 91, «Действия пилота и экипажа во время выполнения руления», и часть 135, «Действия пи лота одноместного ЛА во время выполнения руления».

Воздушное пространство
![]()
Воздушное пространство делится на две категории: ре гулируемое и нерегулируемое. Эти категории, в свою очередь, подразделяются на четыре типа: контролиру емое, неконтролируемое, специального использования и другое. На рис. 14-1 представлены в разрезе профили различных классов воздушного пространства. Помимо этого, в главе 15, «Навигация», приведены фрагменты аэронавигационных карт, которые также иллюстрируют классификацию воздушного пространства.
Контролируемое воздушное пространство
Контролируемое воздушное пространство - собира тельное понятие, включающее в себя различные классы воздушного пространства и области фиксированных размеров, в пределах которых обеспечивается диспет черское обслуживание службы УВД (в соответствии с классом пространства). Контролируемое воздушное пространство подразделяется на следующие классы:
классА;
класс В;
класс С;
классD;
класс Е.
Воздушное пространство класса А
Воздушное пространство класса А начинается с высоты 18 ООО футов (5,5 км) над СУМ и простирается до вер тикального эшелона FL 600 (приблизительно 60 ООО футов, или 18 км) включительно. Сюда также входит воздушное пространство над водной поверхностью в пределах 12 морских миль (22 км) от побережья конти нентальных штатов США и Аляски. Если не предусмо трено иное, вся деятельность в воздушном простран стве класса А производится по правилам полётов по приборам (ППП).
Воздушное пространство класса В
Воздушное пространство класса В простирается от земной поверхности до высоты 10 ООО футов (3 км) над СУМ и окружает наиболее загруженные крупные аэропорты страны. Конфигурация каждой зоны воз душного пространства класса В определяется инди видуально и состоит из приземной области и двух или более воздушных слоёв (некоторые зоны воздушного
пространства класса В напоминают перевёрнутый сва дебный торт). Границы зоны устанавливаются таким образом, чтобы она включала в себя все нормативные процедуры инструментального управления для лю бого ЛА, вошедшего в воздушное пространство. Все ЛА, находящиеся в зоне воздушного пространства класса В, должны получить разрешения от службы УВД, и после получения таких разрешений обеспечиваются диспет черским обслуживанием и эшелонируются.
Воздушное пространство класса С
Воздушное пространство класса С простирается от земной поверхности до высоты 4000 футов (1,2 км) над превышением аэропорта (измеренным над СУМ) и окружает аэропорты, в которых имеется КДП, радиоло кационный контроль заходов на посадку и достаточно высокая интенсивность операций, выполняемых по ППП. Хотя конфигурация каждой зоны воздушного пространства класса С определяется индивидуально, пространство обычно состоит из области земной по верхности радиусом 5 морских миль (8 км), внешнего круга радиусом 10 морских миль (16 км), простираю щегося от высоты 1200 футов (350 м) до высоты 4000 футов (1200 м) над превышением аэропорта, и окружа ющей области. Перед входом в воздушное пространство класса С все ЛА обязаны установить двустороннюю связь со службой УВД, осуществляющей управление воздушным движением, и в течение всего времени на хождения в пределах пространства её поддерживать.
Воздушное пространство класса D
Воздушное пространство класса D простирается от земной поверхности до высоты 2500 футов (760 м) над возвышением аэропорта (измеренным над СУМ) и окружает аэропорты, не имеющие КДП. Конфигурация каждой зоны воздушного пространства класса D опре деляется индивидуально с тем расчётом, чтобы вклю чить в него все нормативные процедуры инструмен тального управления. Дополнительные зоны прибытия для захода на посадку по приборам могут классифици роваться как воздушное пространство классов D или Е. Если нет иных указаний, перед входом в воздушное пространство класса D все ЛА обязаны установить дву стороннюю связь со службой УВД, осуществляющей управление воздушным движением, и в течение всего

Класс В
Рис. 14-1. Профиль воздушного пространства.
времени нахождения в пределах пространства сохра нять эту связь.
Воздушное пространство класса Е
Воздушному пространству, которое не классифициро вано как пространство классов А, В, С или D, присваи вается класс Е. Пространство класса Е простирается от поверхности земли или от определённой высоты в верх до вышележащего или прилегающего контролируемого воздушного пространства. Когда пространство класса Е является приземной областью, его границы устанав ливаются таким образом, чтобы включить в него все нормативные процедуры инструментального управле ния. В этот класс также входят: федеральные авиацион ные трассы; воздушное пространство, начинающееся с высоты 700 футов (215 м) или 1200 футов (360 м) над уровнем земной поверхности (УЗП) и используемое для перехода в маршрутную или терминальную зону и из них; и внутренние и международные маршрутные области, располагающиеся ниже 18 ООО футов (5,5 км) над СУМ. Если не обозначено иное, воздушное про странство класса Е над территорией США начинается с высоты 14 500 футов (4,4 км), включая пространство над водной поверхностью в пределах 12 морских миль (22 км) от побережья континентальных штатов США и Аляски, и простирается до уровня (не включая его) 18 ООО футов (5,5 км) над СУМ, а также пространство выше вертикального эшелона FL 600.
Неконтролируемое воздушное пространство
Воздушное пространство класса G
Воздушное пространство класса G - это часть воздуш ного пространства, которая не классифицирована как пространство классов А, В, С, D или Е. Таким образом,
она является неконтролируемым воздушным про странством. Пространство класса G простирается от земной поверхности до нижней кромки вышележащего пространства класса Е. Хотя службы УВД не имеют пол номочий и не обязаны управлять воздушным движе нием в этом воздушном пространстве, пилоты должны помнить о существовании эксплуатационных метео минимумов для полёта по ПВП, которые действуют в воздушном пространстве класса G.
Воздушное пространство для специального использования
Воздушное пространство для специального исполь зования (ВПСИ) или особая эксплуатационная зона (SAO) - разновидность воздушного пространства, ко торая предназначается для определённых видов дея тельности, и в которой на операции ЛА, не являющиеся частью этой деятельности, налагаются определённые ограничения. В определённых зонах ВПСИ смешанное использование воздушного пространства может быть ограничено. Зоны ВПСИ обозначаются на аэронавига ционных картах, включая название или номер зоны, эффективную высоту, время и погодные условия, при которых авиационные операции разрешены, контро лирующий орган и номер сегмента карты, содержащий описание зоны. На маршрутных картах Национальной аэронавигационной картографической группы США (NACG) эта информация приводится на одном из кон цевых сегментов карты. ВПСИ обычно включает в себя:
запретные зоны;
ограниченные зоны;
опасные зоны;
зоны военных операций (МОЛ);
зоны повышенного внимания;
зоны ограниченного огня средств ПВО (CFA).

Рис. 14-2. Пример запретной зоны в районе города Кроуфорд, штат Техас.
Запретные зоны
Запретная зона представляет собой область воздуш ного пространства определённых размеров, в пределах которой полёты ЛА запрещены. Такие зоны устанавли ваются для защиты особо важных с точки зрения на циональной безопасности объектов, а также в иных случаях, связанных с государственными или нацио нальными интересами. Перечень запретных зон пу бликуется в Федеральном регистре США, а их распо ложение указывается на аэронавигационных картах. Ограниченные зоны обозначаются на картах буквой
«Р» и числом (например, «Р-49»). Примерами запрет
ных зон могут служить резиденция президента США в Кемп-Дэвиде и Национальная аллея в Вашингтоне, где располагаются Белый дом и Капитолий (рис. 14-2).
Ограниченные зоны
Ограниченная зона - это область воздушного про странства, где осуществляется деятельность, которая может представлять опасность для полётов обычных ЛА, и где на полёты налагаются определённые ограни чения. В таких зонах может разрешаться только опре делённые виды лётной деятельности, полёты только определённых типов ЛА, либо и то, и другое. Действие ограниченных зон может быть вызвано наличием в них необычных, зачастую невидимых, опасностей для ЛА (например, артиллерийские или воздушные стрельбы, пуски управляемых ракет и т.д.). Для транзитного пролёта через ограниченную зону могут разрешаться полёты по ППП. Вход в ограниченную зону без специ ального пропуска, выданного контролирующим или использующим зону органом, может быть чрезвычайно опасен для ЛА, его экипажа и пассажиров. При про лёте через ограниченную зону совместного исполь зования воздушного судна, выполняющего полёт по
ППП, комплекс службы УВД обязан выполнить сле дующие процедуры:
Если на момент пролёта зона неактивна и огра ничения, наложенные на использование зоны Федеральным управлением гражданской авиации США (FAA), сняты, служба УВД разрешает воздуш ному судну осуществить пролёт через ограничен ную зону без получения специального пропуска.
Если на момент пролёта зона активна и ограни чения, наложенные FAA, действуют, служба УВД даёт воздушному судну указание обогнуть за претную зону и выполняет все действия, необхо димые для того, чтобы исключить случайное его попадание туда.
Ограниченные зоны обозначаются на картах буквой
«R» и числом (например, R-4401) (рис. 14-3). Сведения об ограниченных зонах приводятся на обратной сто роне карт.

Рис. 14-3. Ограниченная зона на аэронавигационной карте.
Опасные зоны
Опасные зоны по своей природе аналогичны ограни ченным; однако, в отличие от последних, воздушное пространство в опасных зонах не находится в исключи тельном ведении правительства США. Опасная зона - это область воздушного пространства определённых размеров, расположенная над водной поверхностью на расстоянии более 12 морских миль (22 км) от побе режья США, в которой осуществляется деятельность, представляющая потенциальную опасность для обыч ных ЛА. Цель ввода в действие таких зон - оповестить пилотов о возможной угрозе. Опасная зона может рас полагаться над внутренними или международными водами, либо над теми и другими одновременно. На картах опасные зоны обозначаются буквой «W» и чис лом (например, «W-237») (рис. 14-4).

Рис. 14-4. Опасная зона на аэронавигационной карте.
Зоны военных операций (МОА)
Зона МОЛ представляет собой область воздушного пространства с определёнными горизонтальными и вертикальными границами, устанавливаемая с целью отделить некоторые виды военной учебно-боевой под готовки от воздушного движения по ППП. В границах действующей зоны МОЛ служба УВД, осуществляю щая вертикальное эшелонирование полётов по ППП в этом районе, обязана прекратить всякое воздушное движение по ППП. Если служба УВД не осуществляет эшелонирование, она обязана перенаправить или огра ничить воздушное движение по ППП. Расположение зон МОЛ указывается на аэронавигационных картах, картах зон аэропортов и маршрутных низковысотных картах. Зоны не имеют номеров (например, «Camden Ridge МОЛ») (рис. 14-5). Дополнительная информация о зонах МОЛ (время действия, высоты и контролирую щий орган) указывается на обратной стороне аэрона вигационной карты.
Зоны повышенного внимания
Зоны повышенного внимания обозначаются на аэрона вигационных картах буквой «Л» и числом (например,
«Л-211») и имеют целью информировать пилотов ЛЛ об областях воздушного пространства, где возможны вы сокая интенсивность учебно-тренировочных полётов или необычные виды воздушной деятельности. Полёт в зоне повышенного внимания требует от пилота осо бой бдительности и осторожности. Вся воздушная деятельность в зоне повышенного внимания должна осуществляться в полном соответствии с установлен ными правилами, и обязанность предотвращения столкновений в воздухе в равной мере лежит как на пилотах, осуществляющих эту деятельность, так и на пилотах транзитных ЛЛ (рис. 14-6).
Зоны ограниченного огня средств ПВО (CFA)
В зонах СFЛ осуществляется деятельность, которая, при несоблюдении установленных ограничений, может быть потенциально опасна для обычных ЛЛ. Различие между зонами СFЛ и другими видами воздушного про странства для специального использования заключа ется в том, что в зоне СFЛ опасная деятельность может быть приостановлена, когда самолёт-корректировщик, РЛС или наземный наблюдательный пункт сообщат о приближении ЛЛ к границам зоны. В нанесении зон СFЛ на аэронавигационные карты нет необходимости, поскольку ЛЛ могут входить в эти зоны без специаль ного разрешения или изменения маршрута.
Другие виды воздушного пространства
Другие виды воздушного пространства включают в себя:
консультативные зоны местных аэропортов;
маршруты учебных полётов военной авиации (MTR);
зоны временных полётных ограничений (TFR);
зоны прыжков с парашютом с ЛЛ;
официальные маршруты полётов по ПВП;
зоны обслуживания аэродромных РЛС (TRSЛ);
зоны интересов национальной безопасности (NSЛ).
Консультативные зоны местных аэропортов (LAA)
Обслуживание, предоставляемое службами аэропорта прибытия, включает в себя установленную радиоча стоту связи земля-воздух или частоту диспетчерской вышки (при отдельном КДП), автоматические голосо вые сводки погоды, постоянное вещание сводок ЛSOS/ ЛWOS, непрерывное автоматическое информирование о показаниях приборов с непосредственной индика цией или сообщения, передаваемые диспетчером в ручном режиме.
Маршруты учебных полётов военной авиации (MTR)
Зоны MTR содержат маршруты, используемые воен ными ЛЛ для учебно-тренировочных тактических по лётов. Эти маршруты обычно пролегают на высотах менее 10 ООО футов (3 км) над СУМ и предназначаются для полётов на скоростях более 250 узлов (460 км/ч). Некоторые сегменты маршрутов могут находиться на высотах более 10 ООО футов. Маршруты обозначаются сокращениями IFR или IR (ППП) и VFR или VR (ПВП), за которыми следует число (рис. 14-7). Зоны MTR, не включающие в себя сегменты полёта на высотах более 1500 футов (457 м) над УЗП, обозначаются четырьмя

fi 13
/••·-,c;;ri,r;n:;-t, 17f=-,--,,r,-г,-;r.;...,
-::
1 ,i,
/
Рис. 14-5. Зона Camden Ridge МОА- пример зоны военных операций.

·;/.fii,2 :е №2
'
·"1
о,, 1А
HAW
. (PRN1
;(. 51:J-, ..
.··
-
1SV
\
1р·Е
169
fJt.. .
7i
.в е.
л
1
738
50
8.ЗI
/).,
Рис. 14-6. Зона повышенного внимания А-211.

Рис. 14-7. Обозначение маршрутов учебных полётов военной авиации на аэронавигационных картах.
цифрами (например, IR1206, VR1207). Зоны MTR, включающие в себя один или более сегмент полёта на высотах более 1500 футов (457 м) над УЗП, обозна чаются трёмя цифрами (например, IR206, VR207). На низковысотные маршрутные карты полётов по ППП наносятся все маршруты полётов военной авиации по ППП, а также маршруты полётов по ПВП, включающие в себя сегменты на высотах более 1500 футов над УЗП. Маршрутные полёты по правилам ППП выполняются в полном соответствии с этими правилами вне зави симости от погодных условий. Аэронавигационные карты для полётов по ПВП отображают зоны учебных полётов военной авиации, в том числе, маршруты полё тов по ППП и ПВП, зоны МОА, ограниченные, опасные зоны и зоны повышенного внимания.
Зоны временных полётных ограничений (TFR)
Временные полётные ограничения устанавливаются специальными извещениями пилотам (НОТАМами). НОТАМ начинается словами «ПОЛЁТНЫЕ ОГРА НИЧЕНИЯ», далее следуют границы временных огра ничений, период их действия, площадь зоны в сухо путных милях и высоты, затронутые ограничениями. НОТАМ также содержит название и телефонный номер координационного центра FAA, причины введения ограничений и другую необходимую информацию. Ознакомление с НОТАМами должно быть частью пред полётного планирования.
Полётные ограничения могут вводиться со следую щими целями:
чтобы защитить людей и имущество в воздухе или на земле от существующей или потенциальной опасности;
чтобы обеспечить безопасную эксплуатацию воз душных судов, осуществляющих помощь при сти хийных бедствиях;
чтобы предотвратить опасное скопление ЛА на блюдателей и СМИ в зоне над происшествием или событием, привлекающим значительный обще ственный интерес;
в целях защиты зоны национальной гуманитарной катастрофы в штате Гавайи;
для обеспечения безопасности президента и вице президента США, а также других общественных деятелей;
чтобы обеспечить безопасность деятельности кос мического агентства.
После событий 11 сентября 2001 года временные полётные ограничения стали вводиться более часто. За это время было зафиксировано несколько случаев вторжения ЛА в зоны TFR, которые влекли за собой специальные расследования в отношении пилотов, а иногда приводили к отзыву или приостановлению дей ствия лётного сертификата. Пилот несёт полную от ветственность за осведомлённость о наличии зон TFR вдоль предполагаемого маршрута своего следования. Информацию о зонах временных полётных ограни чений можно получить на веб-сайте FAA по адресу www.tfr.faa.gov.
Зоны прыжков с парашютом с ЛА
Перечень зон прыжков с парашютом с ЛА содержится в справочнике аэропортов и наземных служб (A/FD). Часто используемые зоны прыжков с парашютом ука зываются на аэронавигационных картах.
Официальные маршруты полётов по ПВП
Официальные маршруты полётов по ПВП предназна чаются для движения вокруг, под или сквозь сложные участки воздушного пространства. При описание этих маршрутов используются такие термины, как «VFR flyway» («пролётный путь по ПВП») , «VFR corridor» («воздушный коридор по ПВП»), «Class В airspace VFR transition route» («маршрут перехода в воздуш ное пространство класса В по ПВП») и «terminal area VFR route» («маршрут следования в зоне аэропорта по ПВП»). Официальные маршруты полётов по ПВП обычно наносятся на карты движения в зонах аэро портов по ПВП.
Зоны обслуживания аэродромных РЛС (TRSA)
Зоны TRSA представляют собой области, в которых пилоты могут получить дополнительное радиолокаци онное обслуживание. Целью этого обслуживания явля ется обеспечение эшелонирования между ЛА, осущест вляющими полёты по ППП и ПВП.
Воздушное пространство над главным(и) аэропор том(ами) в пределах зоны TRSA становится простран ством класса D. Оставшаяся часть зоны TRSA вклю чает в себя остальное контролируемое воздушное пространство (которое обычно, начиная с высоты 700 или 1200 футов, является пространством класса Е) и служит в качестве переходной области между марш рутной зоной и зоной аэропорта. Границы зон TRSA обозначаются на аэронавигационных картах для по лётов по ПВП и картах зон аэропортов сплошной чёр ной линией с указанием высот для каждого сегмента. Область пространства класса D обозначается синей пунктирной линией. Пользование обслуживанием аэродромных РЛС является добровольным; однако пи лотам, выполняющим полёт по ПВП, рекомендуется связаться с центром радиолокационного управления заходом на посадку и воспользоваться преимуще ствами обслуживания TRSA.
Зоны интересов национальной безопасности (NSA)
Зона NSA представляет собой область воздушного пространства определённых вертикальных и гори зонтальных размеров, расположенную в районах с по вышенными требованиями к безопасности наземных объектов. Полёты в зонах NSA могут быть временно запрещены в соответствии с положениями главы 14 Кодекса федеральных нормативных документов (14 CFR), часть 99. Информация о запрете полётов распро страняется через НОТАМы. Пилоты обязаны в добро вольном порядке избегать входа в эти зоны.
Служба управлениs воздушным движением и Национальнаs система УВД
Главная функция системы УВД - предотвращение столкновений между ЛА и обеспечение эффектив ного и безопасного воздушного движения. Помимо выполнения своих основных функций, система УВД имеет возможность предоставлять пилотам (в опре делённых пределах) дополнительное обслуживание. Возможности по предоставлению дополнительного обслуживания ограничиваются рядом факторов, на пример, интенсивностью воздушного движения, за груженностью эфира, параметрами используемой РЛС, рабочей нагрузкой на диспетчера, необходимостью вы полнения высокоприоритетных задач или чисто физи ческой неспособностью отслеживать и контролировать все возникающие ситуации. Следует быть готовым к тому, что наличие каких-либо из перечисленных факторов (или их сочетания) может привести к не возможности предоставления службой УВД дополни тельных услуг.
Тем не менее, в той степени, в которой это не препят ствует выполнению более приоритетных задач, диспет черы служб УВД могут и должны предоставлять пило там дополнительное обслуживание. Предоставление дополнительного обслуживания является не предме том доброй воли диспетчера, а его обязанностью (в том случае, если условия это позволяют). Обслуживание УВД предоставляется в соответствии с установлен ными процедурами и минимумами (в этом порядке), за исключением следующих случаев:
отклонение от процедур/минимумов вызвано необходимостью выполнения официальных до кументов ИКАО, национальных правил полётов или специальных соглашений, по которым США предоставляет обслуживание УВД вне территории страны, или
отклонение от процедур/минимумов предписано официальным договором, директивой FAA либо официальным документом Министерства обо роны, или
отклонение от процедур/минимумов необхо димо для обслуживания ЛА в условиях экстрен ной ситуации.
Координирование использования воздушного пространства
Перед тем, как разрешить ЛА покинуть зону своей от ветственности и войти в зону ответственности другого диспетчерского пункта, служба УВД обязана обеспе чить координирование своих действий с действиями соседней службы.
Перед тем, как отдать пилоту ЛА, находящегося в зоне ответственности другого диспетчера, указание (напрямую или через иной источник) касательно из менения направления, маршрута, скорости или вы соты полёта, служба УВД должна обеспечить коорди нирование своих действий с каждым из диспетчеров, перечисленных ниже (за исключением случаев, когда иное предписывается официальным договором или внутренним нормативным актом):
диспетчер, в зоне ответственности которого нахо дится ЛА, получающий указание;
диспетчер, которому передаётся контроль;
все диспетчеры, через зоны ответственности кото рых будет проходить ЛА.
Если служба УВД отдаёт указание не через другого диспетчера, а иным способом (например, через сеть корпорации «Авиационное радио» (ARINC), автома тическую или неавтоматическую станцию службы обеспечения полётов (AFSS/FSS), другого пилота), она обязана обеспечить координирование своих дей ствий с каждым из диспетчеров, перечисленных выше
(за исключением случаев, когда иное предписывается официальным договором или внутренним норматив ным актом).
Деятельность в воздушном пространстве различных типов
Пилот должен быть хорошо осведомлён об эксплуата ционных требованиях для каждого из типов воздуш ного пространства. Ниже подробно рассматриваются такие параметры воздушного пространства различных классов, как погодные условия, необходимые сертифи кационные документы и оборудование.
Эксплуатационные метеоминимумы общих ПВП
Пилот не имеет права эксплуатировать ЛА по общим ПВП, когда дальность видимости или дистанция от облачного слоя меньше, чем предписывается для со ответствующей высоты полёта и класса воздушного пространства (рис. 14-9). За исключением случаев, опи санных в 14 CFR, раздел 91.157, «Эксплуатационные метеоминимумы особых ПВП», пилотам запрещается эксплуатировать ЛА по ПВП под нижней кромкой об лачности в пределах границ контролируемого воздуш ного пространства, определённого для территории аэ ропорта, когда нижняя кромка облачности находится ниже 1000 футов (305 м). Для получения дополнитель ных сведений обратитесь к 14 CFR, раздел 91.155(с).
Правила эксплуатации и требования к пилоту и бортовому оборудованию
Обеспечение безопасности полёта является перво очередной задачей любого пилота. Пилоты должны с максимальной ответственностью относиться ко всем своим обязанностям, связанным с управлением ЛА как на земле, так и во время полёта. Система воздуш ного движения, организованная в соответствии с пра вилами FAA и контролируемая ею, позволяет достичь высокой эффективности и безопасности полётов в воз душном пространстве. Система воздушного движения США признана наиболее безопасной в мире.
Все воздушные суда, эксплуатируемые в воздушном пространстве США под контролем Национальной си стемы УВД (NAS), подлежат сертификации и техниче скому обслуживанию согласно положениям Кодекса федеральных нормативных документов (CFR); выпол няющие полёты пилоты обязаны проходить сертифи кационное обучение и квалификационные тесты. Не меньшую важность имеют надлежащее предполётное планирование, владение навыками принятия аэрона вигационных решений (ПАР) и управления рисками.
ПАР представляет собой системный подход к оценке рисков и управлению стрессом во время полёта, по зволяет при принятии решений учитывать психологи ческие установки пилота и изменять эти установки в целях достижения максимальной безопасности полёта. Более подробная информация о ПАР и снижении по лётных рисков содержится в главе 17, «Принятие аэро навигационных решений».
Пилоты также подчиняются очень строгим правилам полётов и эксплуатации воздушных судов, установлен ным Кодексом федеральных нормативных документов, включая важнейший принцип FAA - «увидеть и избе жать». Эти правила основаны на исторически сложив шихся принципах, применяемых FAA для управления аэронавигационными системами и классами воздуш ного пространства. В таблице на рис. 14-10 приведены требования к пилотам и бортовому оборудованию для различных классов воздушного пространства. В про цессе знакомстве с приведённой ниже более деталь ной информацией о различных классах воздушного пространства рекомендуется иметь эту таблицу пе ред собой.
КлассА
Пилоты, эксплуатирующие ЛА в воздушном простран стве класса А, должны выполнять полёт по ППП и могут входить в воздушное пространство только после полу чения разрешения от службы УВД. Если иное не разре шено службой АТС, все ЛА, эксплуатируемые в воздуш ном пространстве класса А, должны быть оснащены приёмо-передающими радиостанциями, способными обеспечить связь со службой УВД на указанной ею радиочастоте. Если иное не разрешено службой УВД, все ЛА, эксплуатируемые в воздушном пространстве класса А, должны быть оснащены бортовыми ответ чиками (транспондерами), полностью соответствую щими спецификации раздела 91.215 14 CFR.
Класс В
Пилоты, эксплуатирующие ЛА в воздушном простран стве класса В, должны получить разрешение от ком плекса службы УВД, зоной ответственности которого является эта область пространства. Командир воздуш ного судна (КВС) имеет право выполнять взлёт или по садку в аэропорту в пределах воздушного пространства класса В только при соответствии одному из следую щих требований:
наличие лицензии частного пилота;
наличие любительской лицензии пилотирования и соответствие всем требованиям, содержащимся в разделе 61.l0l(d) 14 CFR, или требованиям к
Дальность видимости | Дистанция от облачного слоя | |||
ClassA | Не указана | Не указана | ||
Class В | 3 сух.мили (4,8 км) | Ясное небо | ||
Class С | 3 сух.мили (4,8 км) | 1,000 футов (305 м) выше 500 футов (152 м) ниже 2,ОООфутов (610 м) по горизонтали | ||
Class D | 3 сух.мили (4,8 км) | 1,000 футов (305 м) выше 500 футов (152 м) ниже 2,000 футов (610 м) по горизонтали | ||
Class Е | 10 ООО футов (3,05 км) над СУМ и выше | 5сух.миль (8 км) | 1,000 футов (305 м) выше 1,000 футов (305 м) ниже 1 сух.миля (1,6 км) по горизонтали | |
Менее 1О ООО футов (3,05 км) над СУМ | 3 сух.мили (4,8 км) | 1,000 футов (305 м) выше 500 футов (152 м) ниже 2,000 футов (610 м) по горизонтали | ||
Class G | 1200 футов (366 м) и ниже над поверхностью (независимо от высоты над СУМ) | День, за исключением случаев, указанных в разделе 91.155(Ь) | 1сух.миль (1,6 км) | Ясное небо |
Ночь, за исключением случаев, указанных в разделе 91.155(Ь) | 3 сух.мили (4,8 км) | 1,000 футов (305 м) выше 500 футов (152 м) ниже 2,000 футов (610 м) по горизонтали | ||
Выше 1200 футов (366 м), но ниже 10 ООО футов (3,05 км) над СУМ | День | 1сух.миль (1,6 км) | 1,000 футов (305 м) выше 500 футов (152 м) ниже 2,000 футов (610 м) по горизонтали | |
Ночь | 3 сух.мили (4,8 км) | 1,000 футов (305 м) выше 500 футов (152 м) ниже 2,000 футов (610 м) по горизонтали | ||
Выше 1200 футов (366 м), но ниже 10 ООО футов (3,05 км) над СУМ | 5сух.миль (8 км) | 1,000 футов (305 м) выше 1,000 футов (305 м) ниже 1 сух.миля (1,6 км) по горизонтали | ||
Рис. 14-9. Эксплуатационные метеоминимумы правил визуальных nолётов.
пилоту-ученику, проходящему обучение для полу чения любительской лицензии пилотирования, со гласно положения раздела 61.94 14 CFR;
наличие спортивной лицензии и соответствие всем требованиям, содержащимся в разделе 61.325 14 CFR, или соответствие требованиям к пилоту ученику, проходящему обучение для получения любительской лицензии пилотирования, согласно положениям раздела 61.94 14 CFR, или требова ниям к пилоту-ученику согласно положениям раз делов 61.94 и 61.95 14 CFR.
Если иное не разрешено службой АТС, все ЛА, экс плуатируемые в воздушном пространстве класса В, обязательно должны быть оснащены бортовыми от ветчиками (транспондерами) и автоматическими высотомерами, полностью соответствующими всем
спецификациям раздела 91.215(а) 14 CFR, а также приёмо-передающими радиостанциями, способ ными обеспечить связь со службой УВД на указанной ею радиочастоте.
Класс С
В настоящем разделе главным аэропортом будет на зываться аэропорт, для которого установлено воз душное пространство класса С, а вспомогательным аэропортом - любой другой аэропорт в пределах воздушного пространства класса С. Пилоты могут производить взлёт или посадку во вспомогательном аэропорте в пределах пространства класса С только в соответствии с правилами прибытия и отправления воздушных судов FAA.
Пилот обязан установить двустороннюю радиосвязь со службой УВД, обеспечивающей управление воздуш ным движением, перед входом в воздушное простран ство и сохранять её в течение всего периода пребыва ния в нём.
Пилот, осуществляющий вылет из главного или вспо могательного аэропорта, оснащённого КДП, должен установить двустороннюю радиосвязь с диспетчерской вышкой и сохранять её в течение всего времени пребы вания в воздушном пространстве класса С. Пилот, осу ществляющий вылет из вспомогательного аэропорта без КДП, должен немедленно после взлёта установить двустороннюю радиосвязь с органом УВД, осуществля ющим управление воздушным движением в воздуш ном пространстве класса С.
Если иное не разрешено органом УВД, осуществляю щим управление воздушным движением в воздушном пространстве класса С, все ЛА, находящиеся в данном воздушном пространстве, должны быть снащены бор товыми ответчиками (транспондерами), полностью соответствующими всем спецификациям раздела
91.215 14 CFR.
КлассD
![]()
Пилоты могут производить взлёт или посадку во вспомогательном аэропорту в пределах пространства класса D только в соответствии с правилами при бытия и отправления воздушных судов FAA. Пилот, осуществляющий вылет из главного или вспомога тельного аэропорта, оснащённого КДП, должен уста новить двустороннюю радиосвязь с диспетчерской вышкой и сохранять её в течение всего времени пре бывания .в воздушном пространстве класса D. Пилот,
осуществляющий вылет из вспомогательного аэро порта без КДП, должен немедленно после взлёта уста новить двустороннюю радиосвязь с органом УВД, осу ществляющим управление воздушным движением в воздушном пространстве класса D.
Пилот обязан установить двустороннюю радиосвязь со службой УВД, обеспечивающей управление воздуш ным движением, перед входом в воздушное простран ство и сохранять её в течение всего периода пребыва ния в нём.
Если во время полёта по ППП произойдёт отказ бор товой радиостанции, пилот должен продолжать полёт по маршруту, согласованному с органом УВД, или (при радиолокационном векторении) по прямому маршруту от точки отказа радиостанции до пункта трассы, марш рута или траектории, заданных диспетчером радиоло кационного наведения. В отсутствие заданного курса, пилот должен продолжать движение по маршруту, ре комендованному службой УВД ранее; или, если таких рекомендаций получено не было, по маршруту, указан ному в плане полёта.
Если отказ бортовой радиостанции произойдёт во время полёта по ПВП, командиру воздушного судна разрешается продолжить полёт и осуществить посадку, если погодные условия соответствуют или превышают эксплуатационные метеоминимумы общих ПВП, визу альный контакт с диспетчерской вышкой установлен и разрешение на посадку получено.
КлассЕ
Если иное не предписывается 14 CFR, часть 93 или не разрешено органом УВД, осуществляющим управле ние движением в воздушном пространстве класса Е,
![]()
![]()
, | Кnасс | воздушного | . | - Требования к входу | |||
.; • пространст | ва-,..· | . | . | - | |||
А | Разрешение службы УВД | Наличие оборудования для полётов по ППП | Квалификация для полётов по ППП | ||||
в | Разрешение службы УВД | Радиостанция двусторонней связи, транспондер с высотомером | Лицензия частного пилота (однако, при соответствии нормативным требованиям пилот-студент или пилот с любительской лицензией пилотирования может эксплуатировать ЛА в зоне вспомогательного аэропорта) | ||||
с | Установление двусторонней радиосвязи перед входом | Радиостанция двусторонней связи, транспондер с высотомером | Никаких | ||||
D | Установление двусторонней радиосвязи перед входом | Радиостанция двусторонней СВЯЗИ | Никаких | ||||
Е | Для полёта по ПВП - никаких | Никаких | Никаких | ||||
G | Никаких | Никаких | Никаких | ||||
-
![]()
Рис. 14-10. Требования к лётной деятельности в воздушном пространстве.
все пилоты, эксплуатирующие ЛА в зоне аэропорта в пределах пространства класса Е, должны выполнять требования, предъявляемые при полётах в простран стве класса G. Пилоты также обязаны подчиняться схеме движения, предписанной для этого аэропорта согласно 14 CFR, часть 93.
Если иное не предписано или не разрешено службой УВД, эксплуатация ЛА в зоне аэропорта, оснащённого КДП, может осуществляться только при наличии дву сторонней радиосвязи между пилотом и диспетчер ским пунктом. Связь должна быть установлена на рас стоянии не менее четырёх морских миль (6,4 км) при полёте на высоте 2500 футов (762 м) над У3П и выше. Однако, при отказе бортовой радиостанции командиру воздушного судна разрешается продолжить полёт и осуществить посадку, если погодные условия соответ ствуют или превышают эксплуатационные метеоми нимумы общих ПВП, визуальный контакт с диспет черской вышкой установлен и разрешение на посадку получено.
Если отказ бортовой радиостанции произойдёт во время полёта по ППП, пилот должен продолжать полёт по маршруту, согласованному с органом УВД, или (при радиолокационном векторении) по прямому маршруту от точки отказа радиостанции до пункта трассы, марш рута или траектории, заданных диспетчером радиоло кационного наведения. В отсутствие заданного курса, пилот должен продолжать движение по маршруту, ре комендованному службой УВД ранее; или, если таких рекомендаций получено не было, по маршруту, указан ному в плане полёта.
Класс G
При заходе на посадку в аэропорту без КДП в пределах воздушного пространства класса G:
все повороты самолётов должны выполняться в левую сторону, за исключением случая, когда маркировка или светосигнальное оборудование аэропорта указывают на правое направление пово ротов, - в этом случае все повороты должны выпол няться в правую сторону;
пилоты вертолётов и парапланов должны избе гать попадания в спутный след ЛА с неподвиж ным крылом.
Если иное не предписано или не разрешено служ бой УВД, эксплуатация ЛА в зоне аэропорта, осна щённого КДП, может осуществляться только при на личии двусторонней радиосвязи между пилотом и
диспетчерским пунктом. Связь должна быть установ лена на расстоянии не менее четырёх морских миль (6,4 км) при полёте на высоте 2500 футов (762 м) над УЗП и выше. Однако, при отказе бортовой радиостан ции командиру воздушного судна разрешается про должить полёт и осуществить посадку, если погодные условия соответствуют или превышают эксплуатаци онные метеоминимумы общих ПВП, визуальный кон такт с диспетчерской вышкой установлен и разрешение на посадку получено.
Если отказ бортовой радиостанции произойдёт во время полёта по ППП, пилот должен продолжать полёт по маршруту, согласованному с органом УВД, или (при радиолокационном векторении) по прямому маршруту от точки отказа радиостанции до пункта трассы, марш рута или траектории, заданных диспетчером радиоло кационного наведения. В отсутствие заданного курса, пилот должен продолжать движение по маршруту, ре комендованному службой УВД ранее; или, если таких рекомендаций получено не было, по маршруту, указан ному в плане полёта.
Сверхлёгкие ЛА
Эксплуатация сверхлёгких ЛА в воздушных простран ствах классов А, В, С или О либо в пределах горизон тальных границ участка поверхности пространства класса Е, установленного для какого-либо аэропорта, допускается после получения разрешения от органа УВД, осуществляющего управление воздушным дви жением в этом пространстве. (См. 14 CFR, часть 103).
Неуправляемые воздушные шары
Если на это нет специального разрешения службы АТС, запрещается эксплуатация неуправляемых воздушных шаров на высоте более 2000 футов (610 м) в пределах горизонтальных границ воздушных пространств клас сов А, В, С, О или Е, установленных для какого-либо аэропорта. (См. 14 CFR, часть 101).
Прыжки с парашютом
Без разрешения органа УВД, осуществляющего управ ление движением в воздушном пространстве, или в нарушение условий этого разрешения, прыжки с пара шютом, а равно и сброс парашютистов с ЛА в пределах границ воздушных пространств классов А, В, С или О запрещаются. (См. 14 CFR, часть 105).

Навигация
![]()
Настоящая глава представляет собой введение в ме тодику выполнения маршрутных полётов по прави лам визуальных полётов (ПВП). Содержащаяся в ней практическая информация будет полезна начина ющим пилотам при планировании и выполнении маршрутных полётов.

SPECIAL AIR TRArF"IC RULE. F".A.R. PAR:Ji 93 EGLINNALPARAISO TERMINAL AREA, F"I-ORIDA (VF"R OR IF"R CONDITIONSJ
А ЭРfСJд1 д1R1RAFНC RUlE, F.AJil:. l'MT 93,REOULRESPttQTS1'0 O&TAINAN АТС C:tEARANCEIADVISORY P!R!OR !О енп:11:1NО AND Oi":EJIATING Wl1HIN ТНЕ t=GUN1VдtPAR;At50 JERMINAt дRЕА
C-tEAk.ANC:f U:QUIRё() PRIO"Rro ENTfR!KG j,,, 11ТН/$0UТНCORRIOOR
СОNТАСТ fЩIN ON 124.05
RЕСОММЕNО!О N:IS 20UTING$,3SOO' Olt A!.OYf
Аэронавигация - это процесс пилотирования ЛА из одной географической точки в другую с отслежива нием его положения по мере движения по маршруту. Она невозможна без планирования полёта, которое включает в себя прокладку маршрута на аэронави гационной карте, выбор контрольных точек, измере ние расстояний между ними, получение актуальной информации о погодных условиях, расчёт курсов,
времени полёта и необходимого количества топлива. В настоящей главе описываются такие методы, как пи лотаж (навигация по визуальным ориентирам), счис ление пути (расчёт курса и расстояния от известной точки) и радионавигация (навигация с использова нием средств радиосвязи).
Аэронавигационные карты
Для пилотов, выполняющих полёт по ПВП, аэронави гационная карта - то же самое, что атлас автодорог для водителя автомобиля. Карты позволяют пилотам отслеживать своё текущее положение и содержат ин формацию, важную с точки зрения обеспечения без опасности полёта. Для полётов по ПВП в воздушном
Рис. 15-1. Секционная аэронавигационная карта и её легенда.
![]()
пространстве США используются аэронавигационные карты трёх видов:
секционные карты;
карты зоны аэропорта для полётов по ПВП;
международные аэронавигационные карты. Каталог аэронавигационных карт и сопутствую
щих изданий с указанием цен и способов заказа до ступен на веб-сайте Федерального управления граж данской авиации США (FAA) по адресу http://www.faa. gov/air_traffic/flight_info/aeronav/productcatalog/.
Секционные карты
Секционные карты - это наиболее распространён ный вид аэронавигационных карт, используемых пи лотами в США. Секционные карты имеют масштаб 1: 500000 (1 дюйм соответствует 6,86 морских миль или примерно 8 сухопутным милям), что обеспечи вает достаточно высокую детализацию графической информации.
Карты содержат множество самых разнообразных данных, включая сведения об аэропортах, навигацион ных средствах, воздушном пространстве и топографии местности. На рис. 15-1 приведён фрагмент секцион ной карты. Секционные карты сопровождаются очень подробными информационными вставками, с помо щью которых пилот может интерпретировать боль шинство приведённой на карте информации. Вставки на секционных картах также могут содержать такие сведения, как частоты службы управления воздушным движением (УВД) и информацию о воздушном про странстве. Секционные карты подлежат регулярному полуавтоматическому обновлению. Исключение со ставляют некоторые районы за пределами континен тальных штатов США, где карты обновляются раз в год.
Карты зоны аэропорта для полётов по ПВП
Карты зоны аэропорта для полётов по ПВП необхо димы при полёте в пределах воздушного пространства

-
_;--...,
-:
-:-7
Рис. 15-2. Карта зоны аэропорта для полётов по ПВП.

;!ji}
•- "'·" -•
ALERTAREA\
А•Э81 \
d,.U,о.В\АNЕТDО
rщmorous
) ·--
·=--
?' • =:- -
р -:==. --
-·· 1. - ·=--
!:.- _
..
ш =;==_:;=
Рис. 15-3. Международная аэронавигационная карта.
![]()
![]()
Рис. 15-4. Меридианы и параллели - основа измерения времени, расстояний и направления.
класса В или вблизи него. Они выполняются в мас штабе 1:250000 (1 дюйм соответствует 3,43 морских миль или примерно 4 сухопутным милям). Эти карты содержат очень подробную топографическую инфор мацию и обновляются два раза в год, за исключением карт некоторых районов Аляски и островов Карибского бассейна (рис. 15-2).
Международные аэронавигационные карты
Международные аэронавигационные карты имеют стандартизованный формат и описывают участки зем ной поверхности различных частей света в размере и масштабе, пригодных для использования при управ лении среднескоростными ЛА. Графическая информа ция таких карт представлена в масштабе 1:1000000 (1 дюйм соответствует 13,7 морских миль или при мерно 16 сухопутным милям). По способу представ ления информации международные аэронавига ционные карты аналогичны секционным, с тем отличием, что масштаб последних позволяет до стичь большей детализации (рис. 15-3).
Эти карты обновляются ежегодно, за исключением карт некоторых районов Аляски, Мексики и островов Карибского бассейна, обновляющихся раз в два года.

![]()
Рис. 15-5. Часовые пояса.
Широта и долгота (меридианы и параллели) Экватор это воображаемая окружность, все точки которой равноудалены от полюсов Земли.
Окружности, параллельные экватору (линии, соединя
ющие запад и восток), называются географическими параллелями (параллелями широты). Значение геогра фической широты заданной точки равно углу между отвесной линией в этой точке и плоскостью экватора, отсчитываемого от О до 90° в обе стороны от экватора (в направлении севера и юга). Географическая широта каждого из полюсов равна 90°, что составляет одну четвёртую часть окружности. 48 континентальных штатов США расположены между 25° и 49° северной широты. На рис. 15-4 стрелки, обозначенные как «ши рота», указывают на линии географической широты.
Меридианы долготы - это линии, соединяющие Северный и Южный полюса и проведённые под пря мым углом к экватору. Отсчёт значений географиче ской долготы ведётся в градусах на восток и запад от так называемого «нулевого меридиана», кото рый проходит через район Гринвич, Англия. 48 кон тинентальных штатов США расположены между 67° и 125° западной долготы. На рис. 15-4 стрелки, обо значенные как «долгота», указывают на линии гео графической долготы.
Значения широты и долготы заданной точки назы ваются географическими координатами и однозначно определяют положение этой точки на земной поверх ности. Например, столица США, город Вашингтон, имеет примерные координаты 39° северной широты (с.ш.) и 77° западной долготы (з.д.). Координаты го рода Чикаго - примерно 42 °С.ш. и 88° з.д.
Часовые пояса
Меридианы используются также для определения гра ниц часовых поясов. Продолжительность дня равна времени, необходимому Земле для того, чтобы совер шить один полный поворот (360°) вокруг своей оси. Поскольку день содержит 24 часа, скорость враще ния Земли равна приблизительно 15° в час. В полдень каждого дня солнце находится непосредственно над меридианом; к западу от меридиана находится утро, к востоку - вечер.
Международной практикой определено, что ши рина каждого часового пояса составляет 15° вдоль линий географической широты. Таким образом, рас хождение между соседними часовыми поясами со ставляет ровно один час. Территория США делится на четыре часовых пояса. Эти пояса носят следую щие названия: Североамериканское восточное время

Рис. 15-6. Картушка компаса.
(Eastern Standard Time, EST, 75°), Центральное стан дартное время (Central Standard Time, CST, 90°), Горное время (Mountain Standard Time, MST, 105°) и Тихоокеанское стандартное время (Pacific Standard Time, PST, 120°). Границы часовых поясов иногда от клоняются от прямой линии, поскольку жители гра ничных районов часто считают для себя удобным оставаться в пределах часового пояса близлежащих городов или торговых центров.
На рис. 15-5 показаны часовые пояса Соединённых Штатов Америки. Момент, когда солнце проходит точно над 90-м меридианом, соответствует полудню по Центральному стандартному времени. В этот мо мент в поясе Североамериканского восточного вре мени 1 час дня, в поясе Горного времени 11 часов утра, а в поясе Тихоокеанского стандартного времени -
10 часов утра. В период действия летнего времени (обычно между вторым воскресеньем марта и пер вым воскресеньем ноября каждого года) солнце проходит точно над 75-м меридианом в полдень по Центральному летнему времени.
При длительном полёте в восточном направлении следует учитывать временные различия часовых по ясов - особенно, если полёт необходимо закончить до наступления темноты. Помните: при пересечении границы часового пояса с запада на восток теряется один час. Это может произойти даже при полёте с за падного на восточный край одного и того же часового пояса. Перед полётом в восточном направлении обра титесь в станцию службы обеспечения полётов или в Национальную метеорологическую службу (NWS)
с запросом о времени захода солнца в пункте назначе ния и используйте эту информацию при планирова нии полёта.
В большинстве случаев, время в авиации указыва ется в формате 24 часов. В американской авиации для обозначения времени используют четыре цифры - первые две для часов, вторые две - для минут. Разделительный знак между цифрами не ставится. Это характерно для инструкций органов УВД, сводок и про гнозов погоды. Например: 9 часов утра обозначается как 0900, 1 час дня - как 1300, 10 часов вечера - 2200.
Поскольку в процессе полёта пилот может пересечь несколько часовых поясов, была введена в действие стандартная система отсчёта времени. Она называется Всемирным координированным временем (Universal Coordinated Time, UTC). Иногда его также называют Средним временем по Гринвичу (Greenwich Mean Time, GMT) или Зулусским временем. Всемирное ко ординированное время (UTC) - это время на нулевом меридиане, который проходит через район Лондона Гринвич. В основе времени всех часовых поясов мира лежит время UTC. Для перевода местного времени во время UTC необходимо сделать следующее:
Североамериканское восточное время прибавить 5 часов
Центральное стандартное время прибавить 6 часов
Горное время прибавить 7 часов
Тихоокеанское стандартное время прибавить 8 часов
В период действия летнего времени после этой опе- рации нужно из полученного результата вычесть 1 час.
Измерение направления
При использовании меридианов расстояние между точками на земной поверхности можно измерить в гра дусах, в направлении по часовой стрелке от истинного направления северного меридиана. Для определения курса предполагаемого полёта проведите на карте ли нию из пункта вылета в пункт назначения и измерьте угол между этой линией и меридианом. Направление выражается в градусах (как на картушке компаса, изо бражённой нарuс. 15-6).
Поскольку меридианы не параллельны, а схо дятся у полюсов, курс необходимо измерять относи тельно меридиана, ближайшего к середине маршрута, а не к пункту вылета. Курс, измеренный на карте, на зывают истинным курсом (ИК). Истинный курс всегда измеряется относительно меридиана или истинного севера. Он представляет собой направление полёта, измеренное в градусах по часовой стрелке от истин ного севера.
Как показано на рис. 15-7, направление от точки А к точке В представляет собой истинный курс 065°, в то время как обратное направление (так называемый встречный курс) соответствует истинному курсу 245°.
![]()
Рис. 15-7. На аэронавигационных картах курс определяется по от ношению к меридиану.
Истинным направлением (ИН) называется направ ление, в котором во время полёта указывает нос ЛА, измеренное в градусах по часовой стрелке от истин ного севера. Обычно во время полёта нос ЛА ориен тирован под небольшим углом к истинному направ лению, чтобы компенсировать воздействие ветра. Следовательно, численное значение истинного на правления может не соответствовать значению истин ного курса.
Более подробно этот вопрос будет изложен ниже в настоящей главе. Для простоты предположим, что полёт проходит при полностью безветренной погоде, при которой направление и курс совпадают. Таким образом, если истинный курс равен 065°, истинное направление также будет равно 065°. В реальных ус ловиях, однако, при использовании компаса необхо димо делать поправку на магнитное склонение и ком пасную девиацию.
Склонение
Магнитным склонением называется угол между ис тинным и магнитным направлениями северного ме ридиана (географическим и магнитным мериди анами). Магнитное склонение бывает восточным и западным - в зависимости от того, находится ли магнитный север к востоку или западу от истинного севера соответственно.
Северный магнитный полюс (MN) расположен вблизи 71 °С.ш. и 96° з.д., примерно в 1300 милях (2090 км) от географического или истинного север ного полюса (TN) (см. рис. 15-8). Если бы магнитное поле Земли было однородным, стрелка компаса указы вала бы в направлении магнитного полюса, и в этом случае зазор между истинным севером (точкой схож дения географических меридианов) и магнитным се вером (точкой схождения магнитных меридианов) определялся бы взаимным расположением этих точек. В действительности, магнитное поле Земли не однородно. На территории США стрелка ком паса обычно указывает более или менее в направ лении магнитного полюса, но это направление

Рис. 15-8. Красные линии - магнитные меридианы, синие - линии географических широт и меридианов. Магнитные меридианы позволяют определить влияние магнитного склонения на показания компаса.

в различных географических пунктах может отли чаться на несколько градусов. Поэтому пришлось провести измерения точной величины магнит ного склонения в тысячах географических пунктах США. Величина и направление магнитного склонения, которые с течением времени претерпевают некоторые изменения, изображаются на аэронавигационных кар тах в виде ломаных пурпурных линий, называемых изогонами, которые соединяют точки с одинаковым
![]()
Восточное магнитное склонение
-20,
![]()
Рис. 15-9. Обратите внимание на агонические линии, соединяющие точки с нулевым магнитнымсклонением.

NP
NP
SP
Рис. 15-10. Влияние на компас магнитного склонения.
значением магнитного склонения. (Линия, соединя ющая точки нулевого магнитного склонения, назы вается агоной). Карта магнитного склонения (изого ническая) показана на рис. 15-9. Небольшие изгибы и повороты изогонических и агонических линий вы званы необычными геологическими условиями, влия ющими на магнитное поле Земли в этих районах.
На западном побережье Соединённых Штатов стрелка компаса указывает к востоку от истинного се вера; на восточном побережье - к западу от него.
Существуют точки с нулевым значением магнит ного склонения (они лежат на агонической линии); в этих точках направления на истинный и магнит ный север совпадают. На территории США агона про ходит к западу от Великих озёр, на юг через штаты Висконсин, Иллинойс, западное Теннесси, далее вдоль границы между штатами Миссисипи и Алабама (ер. рис. 15-9 и 15-10).
Поскольку в авиации курс измеряется по отношению к географическим меридианам (указывающим в на правлении истинного севера), а затем контролируется с помощью компаса (стрелка которого указывает вдоль магнитного меридиана в направлении магнитного се вера), при прокладке маршрута предполагаемого по лёта необходимо перевести значения истинного на правления в магнитное направление. Для перевода нужно прибавить к значению истинного направления величину магнитного склонения, определив её по бли жайшей изогонической линии на карте.
Для примера проведём на карте прямую линию, со единяющую два пункта, и назовём эту линию истин ным курсом (измеренным относительно истинного севера). Однако, если мы собираемся во время полёта удерживать курс с помощью магнитного компаса, нам нужно будет учесть три фактора. Этими факторами является магнитное склонение, компасная девиация
и поправка на ветер. Каждый из факторов оказывает существенное влияние на точность навигации.
Магнитное склонение
Как было сказано выше, для вычисления магнитного направления нужно прибавить или вычесть к истин ному направлению величину магнитного склонения для данного географического пункта. Если полёт про ходит над пунктами с различной величиной магнит ного склонения, необходимо учесть эту разницу. Курс, определённый после внесения всех поправок, называ ется магнитным курсом.
Компасная девиация
Корпус ЛА, его компоненты и узлы создают локальное магнитное поле, влияющее на показания бортового компаса. Пилот должен делать поправку на это влия ние, увеличивая или уменьшая угол наклона магнит ной стрелки (в зависимости от направления полёта).
Поправка на девиацию (выполняемая с помощью девиационной таблицы компаса) позволяет преоб разовать локальный магнитный курс ЛА (на кото рый влияет локальное магнитное поле) в компасный курс. Таким образом, для выполнения полёта из точки А в точку В необходимо постоянно следовать компас ным курсом (в условиях полного отсутствия ветра), даже если направление движения ЛА не совпадает с первоначальным курсом, проложенным на карте.
Если указана величина склонения «9° Е», это озна чает, что магнитный север находится в 9° к востоку от истинного севера. Если истинный курс полёта 360°, из этой величины нужно вычесть 9°, что даёт нам ве личину магнитного направления 351°. Если мы соби раемся лететь на восток, магнитный курс будет ра вен 081° (090° - 9°). Если на юг, то магнитный курс будет равен 171° (180° - 9°). Если на запад, то он будет

Магнитное поле двигателя
Рис. 15-11. Намагниченные части ЛА заставляют стрелку компаса отклоняться от своего нормального положения.
равен 261° (270° - 9°). Если истинное направление полёта 060°, следует лететь магнитным курсом 051° (060°- 9°).
Помните: если склонение к западу - прибавляйте его; если к востоку - вычитайте.
Девиация
Определение магнитного направления - это всего лишь промежуточный шаг, необходимый для вычис ления правильного компасного направления полёта. Для расчёта компасного направления нужно сделать поправку на девиацию. Под воздействием различных магнитных полей внутри ЛА (создаваемых электриче скими цепями, радиостанцией, бортовым освещением, приборами, двигателем и намагниченными металли ческими частями) стрелка компаса может отклоняться от правильного направления. Это отклонение называ ется компасной девиацией. Значение отклонения раз лично для каждого ЛА и может варьироваться в зависи мости от направления его движения. Например, если магнитное поле двигателя притягивает северный ко нец стрелки компаса, при движении по направлению к магнитному северу девиация не будет влиять на по казания компаса. Однако, если ЛА движется на за пад или восток, показания компаса будут содержать ошибку, как показано на рис. 15-11. Магнитное поле может создаваться многими компонентами ЛА; двига тель был упомянут только в качестве примера.
Величина ошибки может быть уменьшена с помо щью определённых настроек прибора, называемых компенсацией девиации, но полная поправка может быть внесена только пилотом.
Компенсация компасной девиации должна прово диться компетентным специалистом. Поскольку маг нитное поле внутри ЛА постоянно меняется (из-за толчка при столкновении с землёй, вибрации, меха нических работ или установки нового оборудования), пилот должен периодически проверять девиацию ком паса. Опишем кратко процедуру проверки девиации (называемую «списанием компасной девиации»).
ЛА устанавливается на девиационную площадку, за пускается двигатель, включаются электрические при боры, обычно работающие во время полёта (например, радиостанция). ЛА с хвостовым колесом должны быть приподняты домкратом в положение полёта. ЛА ори ентируется по северному магнитному полюсу, указан ному на девиационной площадке; показания компаса записываются в девиационную таблицу. Затем ЛА по ворачивается с интервалом 30°, и после каждого пово рота показания компаса записываются в таблицу. Если предполагается полёт в ночное время, включается бортовое освещение и, если показания компаса меня ются существенным образом, это также записывается в таблицу.
Точность компаса также можно проверить, соотнеся его показания с известным направлением ориентации ВПП.
Девиационная таблица, аналогичная показанной на рис. 15-12, прикрепляется рядом с компасом и ука зывает на размер поправки, которую необходимо при бавить или вычесть из показаний компаса (обычно с интервалом 30°). Пилот должен научиться вносить в уме поправку в показания компаса, делая это с доста точной точностью. Например, если пилоту нужно вне сти поправку в значение 195°, а он знает, что для зна чения 180° поправка равна О, на для 210° - +2°, он может предположить, что поправка для 195° будет +1°. Магнитное направление, скорректированное с учётом девиации, называется компасным направлением.
Магнитный курс - Компасный курс | с о | 30 28 | 60 57 | в 86 | 120 117 | 150 148 |
Магнитный курс Компасный курс | ю 180 | 210 212 | 240 243 | 3 274 | 300 303 | 330 332 |
Рис. 15-12. Девиационная таблица.
Воздействие ветра
Выше объяснялось, как измерить истинный курс на аэ ронавигационной карте и как сделать поправку на маг нитное склонение и компасную девиацию, но ещё один важный фактор - ветер - рассмотрен не был. Как го ворилось в предыдущих главах, ветер - это воздуш ная масса, движущаяся вдоль земной поверхности в определённом направлении.

Путевая скорость 100 узлов
Рис. 15-13. Движение воздуха влияет на скорость, с которой ЛА движется относительно земной поверхности, но не на воздушную скорость, с которой ЛА движется сквозь воздух.
Когда ветер дует с севера со скоростью 25 узлов, это означает, что воздух движется на юг над поверхностью земли со скоростью 25 морских миль (40 км) в час. Соответственно, любой инертный объект, не связан ный с землёй, также будет перемещаться на юг со ско ростью 25 миль в час. Это явление можно наблюдать, например, когда такие объекты, как облака, пыль или детские воздушные шары движутся, несомые ветром. Естественно, ЛА, летящий внутри движущейся воздуш ной массы, испытывает такое же влияние. Несмотря на то, что ЛА слишком тяжёл, чтобы свободно переме щаться вместе с ветром, он движется сквозь воздух од новременно с движением воздуха относительно зем ной поверхности, а значит, ветер неизбежно оказывает на него влияние. Следовательно, по истечении одного часа полёта, положение ЛА определяется сочетанием двух факторов:
движение воздушной массы относительно земной поверхности;
поступательное движение ЛА сквозь воздушную массу. Два этих движения независимы друг от друга. Движется ли воздух, сквозь который летит ЛА, или он неподвижен, - пилот не ощущает разницы между ЭТИМИ состояниями. Пилот, движущийся сквозь 10-балльный шторм по шкале Бофорта в условиях от сутствия видимости земли, может вообще не подо зревать о наличие ветра за бортом ЛА (пока не попа дёт в зону турбулентности). Относительно наземных ориентиров, однако, ЛА будет двигаться быстрее при попутном ветре и медленнее - при встречном, либо
дрейфовать вправо или влево - при боковом.
Как показано на рис. 15-13, ЛА, движущийся на вос ток с воздушной скоростью (ВС) 120 узлов в условиях штиля, имеет такую же путевую скорость (ПС) - 120 узлов. Если воздушная масса движется на восток со скоростью 20 узлов, воздушная скорость ЛА оста нется неизменной, но относительно земли он будет двигаться со скоростью 120 + 20 = 140 узлов. И напро тив, если воздушная масса движется на запад со ско ростью 20 узлов, воздушная скорость ЛА сохранится
той же, но ПС станет равной 120 -20 = 100 узлов.
Если не внести поправку на ветер, ЛА, летящий на восток со скоростью 120 узлов сквозь воздушную массу, движущуюся в южном направлении со скоро стью 20 узлов, в конце первого часа полёта окажется почти в 120 милях к востоку от точки вылета (благо даря своему поступательному движению сквозь воз дух) и в 20 милях к востоку от неё (благодаря воздей ствию ветра). В этих обстоятельствах ВС останется равной 120 узлам, но ПС будет определяться сочета нием движений ЛА и воздушной массы. ПС можно определить как расстояние от текущего положения ЛА до точки вылета в конце первого часа полёта. Можно также измерить время, необходимое для перемещения между двумя точками, расстояние между которыми известно. Кроме того, ПС можно рассчитать до начала полёта, построив ветровой треугольник (эта методика будет объяснена ниже) (рис. 15-14).
Сторона, в которую направлен нос ЛА в процессе по лёта, называется направлением движения ЛА или кур сом. Фактическая траектория перемещения ЛА относи тельно земли, которая является сочетанием движения самого ЛА и воздушной массы, называется маршрутом ЛА. Угол между направлением и маршрутом ЛА назы вается углом сноса. Если направление движения ЛА со впадает с истинным курсом, а ветер дует в левый борт, маршрут ЛА будет отличаться от истинного курса. Воздействие ветра будет сносить ЛА вправо, поэтому маршрут будет пролегать правее заданного (или ис тинного) курса (рис. 15-15).

оaJ
t:;
о
N
Рис. 15-14. Траектория движения ЛА как результат сложения направлений и скоростей ЛА и ветра.

Рис. 15-15. Снос под воздействием ветра и заданный курс.
Для определения компасного направления многие пилоты используют следующий метод: после того, как истинный курс (ИК) измерен и вычислено истинное направление с учётом поправки на ветер (ИН), при меняется последовательность операций ИН ± магнит ное склонение (МС) = магнитное направление (МН) ± компасная девиация (КД) = компасное направление (КН) (рис. 15-16).
Определив величину сноса, пилот может противо действовать влиянию ветра, обеспечивая совпадение маршрута и заданного курса ЛА. Если воздушная масса движется слева перпендикулярно курсу ЛА, его сносит вправо, и для противодействия влиянию ветра следует изменить направление движения влево в достаточной степени, чтобы компенсировать снос. Иначе говоря, если ветер дует слева, поправка заключается в том, чтобы отклонить ЛА влево на определённый угол, ком пенсируя снос под воздействием ветра. Этот угол на зывается углом поправки на ветер (УПВ) и измеря ется в градусах влево или вправо от истинного курса
(рис. 15-17).

Рис. 15-16. Соотношение между истинным, магнитным и компасным курсами.

Рис. 15-17. Применение угла поправки на ветер позволяет противодействовать сносу под воздействием ветра, сохраняя заданный курс.
Подведём итоги.
Курс - это планируемый путь ЛА над земной по верхностью или проведённая на карте линия, ото бражающая планируемый путь. Курс выражается углом между выбранным началом отсчёта и этой ли нией. Курс измеряется по часовой стрелке в градусах
от о до 360°.
Направление - сторона, в которую направлен нос ЛА во время полёта.
Маршрут - фактическая траектория движения ЛА над земной поверхностью. Если поправка на ветер сделана правильно, маршрут и курс совпадают.
Угол сноса -угол между направлением и маршрутом.
Угол поправки на ветер (УПВ) - поправка, приме нённая к курсу для того, чтобы обеспечить совпаде ние маршрута и курса.
Воздушная скорость (ВС) - скорость движения ЛА сквозь воздух.
Путевая скорость (ПС) - скорость движения ЛА от носительно земной поверхности.
Исходные расчёты
Перед началом маршрутного полёта пилот должен про извести расчёт времени и скорости полёта, расстояния до точки назначения и требуемого количества топлива.
Перевод минут в часы
Часто возникает необходимость перевести время из минут в часы (например, при расчёте скорости, времени полёта или расстояния). Для перевода ми нут в часы разделите время в минутах на 60 (60 минут
= 1 час). Например, 30 минут - это 30/60 = 0,5 часа. Для перевода часов в минуты умножьте время в часах на 60. Например, 0,75 часа - это 0,75 х 60 = 45 минут.
Время Т = D/ПС
Для вычисления времени разделите расстояние (D) на путевую скорость (ПС). Время, необходимое для
преодоления расстояния в 210 км с ПС 140 км/ч, равно 210/140 = 1,5 часа (0,5 часа х 60 минут = 30 минут).
Ответ: 1 час 30 минут.
Расстояние D = ПС х Т
Для вычисления расстояния, которое будет пройдено за заданное время, умножьте ПС на время. Расстояние, которое будет пройдено за 1 час 45 минут при скорости
120 км/ч, равно 120 х 1,75 = 210 км.
Путевая скорость ПС = D/Т
Для вычисления путевой скорости, разделите рас стояние на время, необходимое для его преодоле ния. Если ЛА пролетает 270 км за 3 часа, ПС равна 270/3 = 90 км/ч.
Перевод узлов в мили в час или в километры в час
Иногда возникает необходимость перевести ско рость в узлах в километры в час (km/h) или в мили в час (mph). В американской авиации узлы использу ются чаще, чем мили в час, но пилот должен уметь переводить скорость из одних единиц в другие и об ратно. В бюллетенях Национальной метеорологиче ской службы США скорость приземных и верховых ветров указывается в узлах. Однако указатели воз душной скорости некоторых ЛА калиброваны в mph или в km/h (хотя последнее время большинство инди каторов калибруются как в узлах, так и в милях в час или в километрах в час). Поэтому необходимо знать, как перевести скорость в узлах в мили в час или в ки лометры в час.
Один узел - это одна морская миля в час (NMPH). Поскольку в 1 морской миле (1 NM) 6076,1 фута, а в 1 сухопутной миле (1 SM) 5280 футов, коэффици ент пересчёта равен 1,15. Для того, чтобы перевести узлы в мили в час, необходимо умножить скорость в уз лах на 1,15. Например, скорость ветра 20 узлов эквива лентна 23 mph.

Рис. 15-18. Протрактор (А), расчётная и ветровая стороны механического навигационного вычислителя (В) и электронный бортовой вычислитель (С).
Поскольку в 1 морской миле (1 NM) 1852 метра, ко эффициент пересчёта равен 1,85. Таким образом, ско рость ветра 20 узлов эквивалентна 37 km/h, или чуть более 10 м/с.
Большинство бортовых ЭВМ или электронных каль куляторов способны производить операцию перевода из одних единиц измерения скорости в другие.
Расход топлива
В американской авиации расход топлива измеряется в галлонах в час. Один галлон равен 3,785 литра. Чтобы
определить запас топлива, необходимый для выполне ния полёта, нужно знать продолжительность этого по лёта. Произведение времени полёта на скорость расхо дования топлива равно необходимому запасу топлива. Например, полёт на расстояние 400 морских миль с пу тевой скоростью 100 узлов занимает 4 часа. Если дви гатель ЛА расходует 5 галлонов в час, суммарный рас ход топлива составит 4 х 5 = 20 галлонов.
Скорость расходования топлива зависит от множе ства факторов: состояния двигателя, шага воздуш ного/несущего винта, угловой скорости вращения
Глава 15. Нав
![]()
винта, обогащённости рабочей смеси и особенно - от полезной мощности двигателя в режиме крей серского полёта. Примерная скорость расходования топлива указывается в таблицах крейсерских харак теристик ЛА. Многие пилоты знают её из собствен ного опыта. Необходимый запас топлива всегда должен включать в себя определённый нормативными доку ментами резерв (аэронавигационный запас).
Бортовые вычислители
В приведённых выше методиках для расчёта таких ве личин, как время, расстояние, скорость и потребле ние топлива, использовались только математические формулы. В реальных ситуациях, большинство пило тов используют механические или электронные бор товые (навигационные) вычислители. Эти устройства помогают в решении множества задач, возникающих в процессе полётного планирования и навигации. Механический или электронный вычислитель всегда снабжён руководством по использованию, в котором, как правило, приводятся примеры решаемых с его по мощью задач (рис. 15-18).
Протрактор
Протрактор - это навигационный инструмент, ис пользуемый при планировании полётов. Он представ ляет собой линейку с транспортиром. Протрактор ис пользуют при прокладке истинного курса и измерении расстояний на карте. Шкалы многих протракторов раз мечены в морских и сухопутных милях. Иногда на од ной стороне инструмента нанесена шкала для работы с секционными картами, а на другой - для работы с международными аэронавигационными картами (рис. 15-18).
Пилотаж
Пилотажем называют навигацию с использованием наземных ориентиров или контрольных точек. Этот метод аэронавигации может использоваться при сле довании по любому курсу, содержащему достаточное количество контрольных точек, но чаще всего пилотаж применяется в сочетании со счислением пути и радио навигацией по ПВП.
В качестве контрольных точек должны выбираться приметные ориентиры, типичные для района следова ния. При выборе контрольных точек следует отдавать предпочтение тем, которые легко опознать благодаря наличию прилегающих ориентиров - например, до рог, рек, железнодорожных путей, озёр и линий элек тропередач. По возможности, необходимо выбирать ориентиры, которые будут выступать в качестве огра ничителей по обеим сторонам проложенного курса, например, шоссе, реки, железнодорожные пути или
горы. Такие ограничители позволяют пилоту избежать сильного отклонения от заданного курса.
Никогда не следует полагаться на единственную контрольную точку. Ориентиров должно быть как можно больше. В этом случае, если одна контрольная точка будет пропущена, следующая позволит сохра нить правильное направление полёта. При опреде лении положения по контрольным точкам, помните, что в масштабе секционной карты 1 дюйм соответ ствует 8 сухопутным милям или 6,86 морским милям. Например, если выбранная на карте контрольная точка отстоит от линии курса на 0,5 дюйма (1,27 см), на мест ности расстояние от этой точки до курса составит 4 су хопутные мили или 3,43 морские мили (6,35 км). В гу стонаселённых районах или сильно пересечённых местностях сравнительно небольшие подробности рельефа могут не отображаться на картах. При воз никновении ощущения дезориентации продолжайте движение в заданном направлении. Отклонившись от направления, можно с лёгкостью заблудиться.
На карты обычно наносятся, главным образом, до роги с интенсивным движением или те, которые лучше всего видны с воздуха. Строительство дорог и других объектов ведётся постоянно, и новые постройки могут не быть нанесены на карту до её очередного обновле ния. Некоторые объекты, например, антенные устрой ства, не всегда заметны с воздуха. Иногда антенны те левизионных передатчиков устанавливаются группой неподалёку от населённого пункта. Такие антенны окружены почти невидимыми с воздуха проволоч ными оттяжками. Никогда не приближайтесь к ком плексу антенн на высоте менее чем 500 футов (150 м) над самой высокой из них. Большинство высоких по строек оснащаются сигнальными огнями, что делает их более заметными для пилотов. Однако, в некоторых погодных условиях (или при наличии огней на заднем плане) их видимость может существенно снизиться. Аэронавигационные карты отображают максимум то пографической информации, имеющейся на момент их составления, но пилот должен быть готов к появлению новых или изменению существующих объектов, кото рые произошли после составления карты.
Счисление пути
Счисление пути - это метод навигации, основыва ющийся исключительно на расчётах времени, воз душной скорости, расстояния и ориентации ЛА. Эти величины, скорректированные с учётом скорости и направления ветра, позволяют вычислить направ ление и ПС. Расчётное направление позволит пилоту двигаться точно по заданному маршруту, а с помо щью расчётной ПС можно определить время прибытия в каждую контрольную точку и в пункт назначения.

ение
3'§.узлов
Рис. 15-19. Принцип построения ветрового треугольника.

Рис. 15-20. Методика построения ветрового треугольника, принятая в авиационной практике.
Счисление пути является стандартной процедурой при любых маршрутных полётах, за исключением по лётов над водной поверхностью. По мере прохождения контрольных точек расчётные величины направления и ПС постоянно обновляются и уточняются.
Ветровой треугольник или векторный анализ
В безветренную погоду наземный маршрут ЛА совпа дает с направлением, а ПС равна истинной воздуш ной скорости. Однако такое случается крайне редко. Счисление пути в авиации основывается на вектор ном анализе, или, как его называют пилоты, ветро вом треугольнике.
Ветровой треугольник - это графическое пред ставление воздействия ветра на ЛА в полёте. Этот ме тод расчёта позволяет определить ПС, направление и время полёта. Его используют в самых различных ситуациях - как в простейших маршрутных полётах,
так и в самых сложных и продолжительных полётах по ППП. Опытные пилоты применяют ветровой тре угольник настолько часто, что способны провести оценку параметров полёта по ПВП в уме, даже не изо бражая векторы на бумаге. Пилотам-новичкам необ ходимо выработать навыки построения ветровых тре угольников - это позволяет лучше понять, как ветер влияет на ЛА в процессе полёта. Сознательно или под сознательно, но любой пилот-профессионал думает о полёте в категориях ветрового треугольника.
Если задан курс на восток, а ветер дует с северо-вос тока, нос ЛА должен быть направлен севернее восточ ного направления, чтобы компенсировать снос. Это можно проиллюстрировать диаграммой, приведён ной на рис. 15-19. Угол наклона каждой линий соответ ствует направлению движения, а её длина - скорости. Длинная бело-голубая пунктирная линия отображает направление движения ЛА, а её длина соответствует

Рис. 15-21. Последовательность построения ветрового треугольника.
его воздушной скорости. Короткая синяя стрелка ука зывает на направление ветра, а её длина соответствует его скорости. Сплошная жёлтая линия отображает на правление маршрута ЛА или его путь относительно земной поверхности, а её длина соответствует ПС.
На практике, приведённый на рис. 15-19 треуголь ник, как правило, не рисуют; вместо этого изображают аналогичный треугольник, состоящий из голубой, жёлтой и чёрной линий, как показано на рис. 15-20 (см. приведённый ниже пример).
Предположим, необходимо совершить полёт из точки Е в точку Р. Соедините две эти точки на аэро навигационной карте и измерьте протрактором или транспортиром угол между полученной линией и ме ридианом. Вы получите значение истинного курса, ко торый в данном случае будет равен 090° (курс на вос ток). Согласно сведениям, содержащимся в бюллетене Национальной метеорологической службы, ветер на высоте предполагаемого полёта северо-восточный (045°) и имеет скорость 40 узлов. Предположим, что истинная воздушная скорость ЛА равна 120 узлам. В этом случае нет необходимости переводить значения скоростей из узлов в мили в час и наоборот.
Возьмите чистый лист бумаги и начертите на нём вертикальную линию. Она будет обозначать направ ление север-юг. (Последовательность действий приве дена на рис. 15-21).
Шаг 1.
Поместите транспортир на лист таким образом, чтобы его основание располагалось на вертикальной линии, а полукруглый край указывал на восток. У центра ос нования транспортира поставьте точку и обозначьте её «Е» (это будет пункт вылета). Затем поставьте ещё две точки: одну возле метки «90°» на полукруглом крае транспортира (она соответствует истинному курсу ЛА), а другую - возле метки «45°» (она соответствует направлению ветра).
Шаг 2.
С помощью линейки начертите линию, соответству ющую истинному курсу, из точки Е через точку 90° и несколько дальше этой точки. Обозначьте получен ную линию «ИК 090°».
Шаг 3.
Поместите линейку на лист, выровняв её по точкам Е и 45°, и начертите стрелку, обозначающую направле ние и скорость ветра. Эта стрелка выходит из точки Е, но направлена она вниз и вправо, указывая направле ние, в котором дует ветер. Длина стрелки должны быть равна 40 условным единицам, что соответствует ско рости ветра 40 узлов. Обозначьте конец стрелки бук вой «В» («ветер»).

Рис. 15-22. Определение истинного направления прямым измерением.
Шаг 4.
Отмерьте на линейке 120 единиц (что соответствует воздушной скорости ЛА 120 узлов) и поставьте на ли нейке в этом месте точку. В качестве условной единицы можно выбрать любую величину (например, 1 мм = 1 узлу); главное, чтобы одна и та же единица использо валась при построении всех линий диаграммы. Затем поместите линейку на лист таким образом, чтобы её начало совпадало с остриём стрелки В, а точка «120 уз лов» находилась на линии истинного курса. Начертите
линию и обозначьте её «ВС 120» (воздушная скорость). Точка Р на пересечении линий «ИК 090°» и «ВС 120» со ответствует положению ЛА в конце первого часа по лёта. Построение диаграммы завершено.
Расстояние, которое будет пройдено за 1 час (путе вая скорость), соответствует дистанции между точками Е и Р на линии истинного курса в условных единицах (88 миль в час или 88 узлов). Истинное направление с учётом компенсации сноса можно определить с помо щью линии воздушной скорости одним из двух способов:

Рис. 15-23. Определение истинного направления с помощьюугла поправки на ветер.
поместите транспортир основанием на линию север-юг таким образом, чтобы центр основания располагался на точке пересечения этой линии и ли нии «ВС 120» и замерьте угол наклона линии воз душной скорости (076°) (рис. 15-22).
Поместите транспортир основанием на линию «ИК 090°» так, чтобы центр основания располагался на точке Р и замерьте угол между линиями истин ного курса и воздушной скорости. Полученное зна чение соответствует углу поправки на ветер, кото рая должна быть применена к истинному курсу, чтобы получить истинное направление. Если ве тер дует в правый борт ЛА, находящего на истин ном курсе, поправка прибавляется; если в левый борт - вычитается. В нашем примере УПВ равен 14°, ветер дует в левый борт; следовательно, чтобы получить истинное направление, поправку необхо димо вычесть из истинного курса: 090° - 14° = 076° (рис. 15-23).
Определив истинное направление, вычислите вна чале магнитное направление (внеся поправку на маг нитное склонение), а затем компасное направление (внеся поправку на компасную девиацию). Компасное направление используется при счислении пути во время полёта по ПВП.
Для расчёта времени полёта и необходимого запаса топлива вначале определите расстояние до пункта на значения, измерив длину курсовой линии на аэронави гационной карте (используя масштаб, указанный внизу карты). Предположим, расстояние составило 220 мор ских миль. Разделив его на ПС 88 узлов, получаем, что время полёта составит 2,5 часа или 2 часа 30 минут. Если расход топлива 8 галлонов в час, то необходимый запас топлива будет равен 8 х 2,5, т.е. примерно 20 гал лонам. Итак, параметры полёта определяются в такой последовательности:
истинный курс (ИК) - угол между линией, соединя ющей на карте пункты вылета и прибытия, и истин ным направлением северного меридиана, отсчиты вающийся по часовой стрелке;
угол поправки на ветер (УПВ) - определяется с по мощью ветрового треугольника (прибавляется к ИК, если ветер дует справа, и вычитается - если слева);
истинное направление (ИН) - направление (отсчи тываемое по часовой стрелке от северного мериди ана), в котором будет направлен нос ЛА, движуще гося по заданному курсу;
магнитное склонение - определяется по изогони ческим линиям на карте (прибавляется к ИН, если склонение к западу, вычитается - если к востоку);
магнитное направление (МН) - промежуточный этап в расчётах (получается применением поправки на склонение к истинному направлению);
компасная девиация (КД) - определяется с помо щью девиационной таблицы ЛА (прибавляется или вычитается из МН);
компасное направление - показания компаса (с учётом поправки на девиацию), которых следует придерживаться, чтобы двигаться согласно выбран ному курсу;
суммарное расстояние - получается измерением длины линии ИК на карте (с учётом масштаба, ука занного внизу карты);
путевая скорость (ПС) - получается измерением длины линии ИК в ветровом треугольнике (с учётом величины условной единицы, используемой при по строении диаграммы);
расчётное время в пути (РВП) - суммарное расстоя ние, делённое на ПС;
расход топлива - заданная скорость подачи то плива в двигатель (в галлонах в час) в крейсерском режиме.
ПРИМЕЧАНИЕ: При определении необходимого за паса топлива следует учитывать надлежащий запас (на случай непредвиденных обстоятельств).
Планирование полёта
В разделе 14 Кодекса федеральных нормативных доку ментов США (14 CFR), часть 91, указано, что перед на чалом полёта командир воздушного судна (КВС) обя зан ознакомиться со всей доступной информацией, касающейся будущего полёта. В случае маршрутного полёта эта информация включает в себя сведения о те кущих погодных условиях и метеорологические про гнозы, потребность в топливе, имеющиеся альтерна тивы (на случай, если планируемый полёт не удастся выполнить), а также любые задержки движения, о ко торых командиру воздушного судна может сообщить служба УВД.
Экипировка пилота
Перед началом полёта пилот должен тщательно про думать свою экипировку. Среди материалов, нахо дящихся в кабине пилота, в обязательном порядке должна быть актуальная секционная карта, а также аэ ронавигационные карты прилегающих к маршруту по лёта районов (если маршрут проходит вблизи от гра ниц секционной карты).
Пилоту следует иметь при себе навигационный вы числитель или электронный калькулятор, линейку, транспортир или протрактор, а также другие инстру менты и предметы, которые могут оказаться необхо димыми во время конкретного полёта. Например, если планируемый полёт будет проходить в ночное время, за хватите с собой фонарик; при полёте над пустынными областями - возьмите достаточный запас воды и т.д.
Ознакомление с погодными условиями
Ознакомиться с погодными условиями разумно перед началом планирования всех других аспектов полёта, поскольку метеорологические сведения позволяют определить, выполним ли полёт в принципе, и если да, какой маршрут следования будет наиболее благопри ятным. Способы получения информации о погоде под робно рассматриваются в главе 12, «Авиационные ме теорологические службы».
Использование справочника аэропортов и наземных служб (A/FD)




Необходимо ознакомиться со всей имеющейся инфор мацией обо всех аэропортах, в которых планируется совершать посадки в ходе полёта. Эту информацию можно получить из извещений пилотам (НОТАМов) и справочника аэропортов и наземных служб (A/FD) (рис. 15-24). Сюда входят географическое положение аэ ропорта, превышение, параметры БПП и светосигналь ного оборудования, предоставляемое обслуживание, наличие рабочей частоты станции аэронавигацион ного обслуживания (UNICOM), имеющееся в наличии топливо (это важно при принятии решения о посадке с целью дозаправки), расположенные в аэропорту стан ции службы обеспечения полётов (в том числе авто матические), радиочастоты КДП и службы наземного контроля, схема движения и другие важные сведения. НОТАМы выпускаются каждые 28 дней и содержат
![]()
![]()
Рис. 15-24. Справочник аэропортов и наземных служб.
дополнительную информацию об опасных условиях и изменениях, произошедших с момента выпуска спра вочника A/FD.
В разделе секционных карт бюллетеня описываются основные изменения, происшедшие с момента публи кации используемых секционных карт. Не забывайте: секционные карты выпускаются с периодичностью всего два раза в год, так что иногда приходится поль зоваться картой, опубликованной шесть месяцев на зад. В верхней части каждой карты приводится дата её выпуска. Справочник A/FD обычно содержит более позднюю информацию, чем та, что находится на обо роте секционной карты, и, если данные справочника и карты различаются, следует использовать данные справочника.
Руководство по лётной эксплуатации или эксплуатационный справочник пилота (AFM/POH)
Руководство по лётной эксплуатации или эксплуатаци онный справочник пилота (AFM/POH) используются при определении правильной загрузки ЛА (данные о весе и центровке). Необходимо рассчитать массу рас ходуемого топлива и достаточного количества масла, общую массу пассажиров, багажа, прибавить сюда сухую массу ЛА и убедиться, что суммарная масса не превышает максимального допустимого значения взлётной массы ЛА. Нужно также знать распределение нагрузки внутри корпуса ЛА, чтобы удостовериться, что центр тяжести (ЦТ) находится в допустимых пре делах. Для получения информации о сухом весе и ЦТ пустого ЛА необходимо использовать последний вы пуск утверждённого FAA руководства по лётной экс плуатации или другие аналогичные документы.
Определите с помощью таблиц взлётную и посадоч ную дистанции для полученных значений нагрузки, превышения аэродрома и температуры воздуха, а за тем сравните эти величины с длиной ВПП в аэропорту вылета. Помните, чем больше нагрузка, превыше ние аэродрома, температура и влажность, тем длин нее разбег при взлёте и послепосадочный пробег и тем меньше скороподъёмность.
Определите (с помощью таблиц потребления то плива вашего ЛА) расход топлива на заданной высоте полёта с учётом предполагаемых режимов работы двигателя. Соотнесите полученный расход топлива с расчётным временем в пути, чтобы, при необходи мости, в маршрут полёта были включены пункты до заправки топливом.
Прокладка курса
Проверив погодные условия и проведя предваритель ное планирование, необходимо приступать к про кладке курса и определению параметров, необходимых
Маршрут полёта: прямой полёт аэропорт Чикаша • аэропорт Гатри.
Истинная воздушная скорость (ИВС) 115 узлов Верховые ветры 360", 1О узлов
Используемое топливо 38 галлонов
Расход топлива 8 галлонов в час
Компасная девиация +2·
Рис. 15-25. Фрагмент секционной карты.

для выполнения полёта. Приведённый ниже пример иллюстрирует последовательность действий, выпол няемых при прокладке курса, заполнении бортового журнала и регистрации плана полёта. Планирование полёта в нашем примере ведётся на основе фраг мента секционной карты, приведённого на рис. 15-25, и нижеследующих данных.
Этапы прокладки курса
Ниже приводится рекомендованная последователь ность действий для определения основных параме тров полёта. По мере получения данных их можно заносить в бортовой журнал, аналогично тому, как по казано на рис. 15-26. При необходимости проведения математических расчётов, пилот может использовать формулы или ручной либо электронный аэронавига ционный вычислитель. Если вы не имеете опыта ис пользования ручного или электронного вычислителя, на этом этапе будет полезно прочесть руководство по его использованию и выполнить несколько практи ческих упражнений.
Вначале проведите на карте прямую линию от аэро порта Чикаша (точка А) до аэропорта Гатри (точка F).
Линия курса должна начинаться точно в центре аэро порта вылета и заканчиваться точно в центре аэро порта назначения. Если маршрут прямой, линия курса состоит из единственной прямой линии. В противном случае, она представляет собой ломаную, состоящую из двух или более прямых сегментов. Например, если всенаправленный курсовой радиомаяк (VOR) нахо дится в стороне от прямого маршрута, но может суще ственно облегчить навигацию, то имеет смысл откло ниться от прямого курса.
Необходимо выбрать достаточное количество кон трольных точек (КТ), располагающихся вдоль марш рута, и тем или иным способом зафиксировать их список. В качестве КТ следует выбирать заметные ори ентиры (например, большие города, крупные озёра и реки) либо сочетание заметных объектов (например, города с аэропортами, сетями автострад или железно дорожных путей). По возможности, выбирайте только города, помеченные на карте жёлтым цветом. Не сле дует выбирать в качестве КТ населённые пункты, обо значенные только маленьким кружком - они могут состоять всего из нескольких домов (хотя в пустын ных районах даже такие населённые пункты могут
![]()
PILOТ'S PLANNING SHEET
![]()
![]()
PLANE IDENТIFICAТION N123D8 DATE
![]()
![]()
--, Knots From R+ L-
--+
R+ L·
MI
hickasha
uthrie
031· 10 350·
3· L 28
-
ТЕ 21° +2° 23
-t-
![]()
COURSE те Wind From C
WCA
ТН 1 WCA
![]()
МН DEV СН TOTAL I GS
LES
TOTALl -;UEL TIM ATE
TOTAL FUEL
То G
From
1 То
........
53 106kts 35min 8GPH 38 gal
![]()
GS tСН
REMARKS
,.,1 #,.,
-- --
--+--- -
![]()

![]()
1
ТIMEOF DEPARTURE
NAVIGATION AIDS
-
V-ISUAL FLIGHT LOG
COURSE DISTANCE
ELAPSED ТIМЕ I
то
OI
t11"° \> 1)-11'1"-
FROM \>о\ c;u --
-- f-0
"-s11\'II c;1u1>-\. 1
Р1 <tf>t,,,c,
t,,,c,
...
WEATHER AIRSPACE ЕТС.
11NM 6min
1k016/ s02з·
-----
+5
t---
10NM
6min
106 kts
fз·
-
-
21 NM
10.SNM
бmin
1106kts ] 023'
31.SNM
CHECKPOINT #4
13NM
7min
1 106 kts 1 02з·
-
44.SNM
-
DESТINATION
Guthrie Airport
--
-
8.SNM
Smin
-
1
ис. 15-26. Таблицапланаполётаи бортовой журналпилота.
--
5З-NМ
-
-- ---
CHECKPOINT #3
---
CHECKPOINT #2
CHECKPOINT #1
NAVAID IDENT. FREQ.
POINTOF DEPARTURE
Chickasha Airport
Р
служить хорошим ориентиром). Для данного марш рута было выбрано четыре КТ. КТ № 1 представляет со бой расположенное к востоку от линии курса высотное здание, рядом с которым находятся шоссе и железнодо рожные пути, почти параллельные линии курса в этой точке. КТ № 2 представляет собой препятствие к за паду от курса, которое легко обнаружить по распола гающемуся к востоку от него аэропорту имени Уилла Роджерса. КТ № 3 - это аэропорт имени Уайли Поста, прямо над которым будет пролетать ЛА. КТ № 4 - част ный аэродром без твёрдого покрытия, который можно обнаружить по пролегающим к востоку от него желез нодорожным путям и автостраде.
Следует проверить, не располагаются ли вдоль пла
нируемого маршрута или в непосредственной бли зости от него воздушные пространства с особыми ус ловиями или специальными требованиями. В нашем случае, следует заметить, что маршрут проходит через сегмент воздушного пространства класса С, окружа ющего аэропорт имени Уилла Роджерса и простираю щегося от высоты 2500 футов до 5300 футов над СУМ (точка В). Помимо этого, имеется воздушное простран ство класса D, простирающееся от земной поверхно сти до высоты 3800 футов над СУМ и окружающее аэ ропорт имени Уайли Поста (точка С) в период работы КДП этого аэропорта.
Изучите рельеф местности и препятствия, распола гающиеся вдоль проложенного маршрута. Определите верхнюю и нижнюю высотные отметки маршрута, а также самое высокое препятствие - это необходимо для выбора надлежащей высоты полёта в соответствии с положениями 14 CFR, часть 91. Если полёт будет про ходить на высоте более 3000 футов (915 м) над земной поверхностью, необходимо согласовать высоту полёта с крейсерской высотой, допустимой для данной тер ритории. Составляйте маршрут таким образом, чтобы избежать полёта над особенно пересечённой местно стью. Районы, где располагаются пункты взлёта и по садки, необходимо тщательно проверить на пред мет отсутствия высоких препятствий. Так, например, телевизионные башни могут достигать высоты бо лее 1500 футов (460 м) над окружающей местностью. Очень важно, чтобы пилоты были осведомлены об их наличии и расположении. В нашем примере, следует заметить, что наиболее высокое препятствие на марш руте - это группа антенн высотой 2749 футов (838 м) над СУМ (точка D). Верхняя высотная отметка распо лагается в северо-восточном квадранте и имеет высоту 2900 футов (884 м) над СУМ (точка Е).
Поскольку сильного ветра не ожидается, а эксплу атационные характеристики ЛА позволяют осущест влять полёт на высотах выше верхних границ воз душных пространств классов С и D, располагающихся
вдоль планируемого маршрута, для данного полёта вы брана высота 5500 футов (1,7 км) над СУМ. Эта высота также создаёт достаточный запас для преодоления пре пятствий в соответствии с требованиями 14 CFR, часть 91, согласно которым при движении на магнитном курсе между О и 179° высота полёта должна быть равна нечётному количеству тысяч плюс 500 футов.
Затем пилот должен измерить общую длину марш рута, а также расстояние между контрольными точ ками. Длина маршрута равна 54 морских мили (98,2 км). Расстояние между контрольными точками указано в бортовом журнале на рис. 15-26.
После определения расстояний необходимо изме рить курс полёта. Если вы используете протрактор, действуйте в соответствии с изложенными на нём ин струкциями. Истинный курс равен 031°.
После установки истинного направления пилот мо жет определить компасное направление. Это делается с помощью формулы, которая была приведена выше.
Формула такова:
ИК ± УПВ = ИН ± МВ = МН ± КД = КН
Для определения УПВ можно использовать руч ной или электронный навигационный вычислитель. Поскольку направление ветра 360°, а его скорость 10 узлов, получаем, что УПВ равен 3° влево. Вычитая это значение из ИК, получаем ИН 28°. Далее, пилот должен найти на карте ближайшую к маршруту по лёта изогоническую линию и определить магнитное склонение. На рис. 15-25 показано, что склонение равно 6,30° В (округляем до 7° В); это означает, что его следует вычесть из ИН. Получаем МН 21°. Затем вносим поправку на компасную девиацию, прибав ляя к МН 2°. Таким образом, компасное направление равно 23°.
Теперь можно определить ПС. Для этого использу ется ручной или электронный навигационный вы числитель. Полученное значение ПС равно 106 уз лов (196 км/ч). На основе этой информации можно рассчитать суммарное время полёта на маршруте, время полёта между контрольными точками и рас ход топлива. Расчёты можно делать на основе фор мул либо с помощью ручного или электронного на вигационного вычислителя.
Для данного полёта ПС равняется 106 узлам, суммар ное время на маршруте - 35 минут (30 минут полёта плюс 5 минут на набор высоты), а расход топлива - 4,7 галлонов. Время полёта между контрольными точ ками указано в бортовом журнале на рис. 15-26.
По мере движения по маршруту, пилот может вно сить изменения в значения направления, ПС и вре мени полёта.
Регистрация плана полёта по ПВП
Нормативные документы не требуют обязательной регистрации плана полёта; однако это является об щепринятой практикой в авиации, поскольку в экс тренных случаях содержащаяся в плане полёта информация может использоваться при поисково-спа сательных работах.
План полёта можно зарегистрировать во время по лёта по радио, однако лучше всего сделать это по теле фону непосредственно перед взлётом. Для активации плана полёта необходимо, поднявшись в воздух, свя заться по радио с автоматической станцией обеспече ния полётов (AFSS) и сообщить время взлёта.
Если план полёта по ПВП зарегистрирован, он оста ётся в AFSS в течение часа после указанного в нём времени вылета, а затем аннулируется. Исключение составляют следующие случаи: AFSS получил инфор мацию о действительном времени вылета; AFSS полу чил уточнённую информацию о предполагаемом вре мени вылета; в момент регистрации AFSS получил информацию, что вылет произойдёт в соответствии с планом, а информация о действительном времени
вылета не могла быть получена из-за проблем со связью. Следует принять во внимание тот факт, что специа лист станции службы обеспечения полётов, регистри рующий план полёта, не будет информировать пилота
об этой процедуре.
На рис. 15-27 приведена форма плана полёта для ре гистрации в AFSS. При регистрации плана полёта по телефону или радиосвязи необходимо сообщать данные последовательно, в соответствии с нумерацией пунктов формы. Это облегчит получение информа ции специалистом AFSS. Значение большинства полей формы очевидно, или они не используются при полёте по ПВП (например, пункт № 13.) Однако для некоторых полей необходимы пояснения.
Пункт № 3 - тип ЛА и специальное оборудова ние. Пример заполнения этого поля: С-150/Х, что означает «Цессна 150, без транспондера». Перечень кодов специального оборудования можно найти в Сборнике аэронавигационной ин формации (AIM).
Пункт № 6 - предполагаемое время вылета по UTC (на что указывает буква «Z»).
U.S. DEPARTMENT OF TRANSPORTATION FEDERAL AVIATION ADMINISTRATION FLIGHT PLAN | (FAA USE 0NLY) □PILOT BRIEFING □VNR - OST0P0VER | ТIМЕ STARTED | SPECIALIST INIТIALS | |||||||
1.ТУРЕ | 2. AIRCRAFТ IDENТIFICATION N123DB | 3. AIRCRAFТ ТУРЕ/ SPECIAL EQUIPMENT С150/Х | 4.TRUE AIRSPEED 115 ктs | 5. DEPARTURE POINT СНК, СНIСКАSНА AIRPORT | 6. DEPARTURE TIME | 7. CRUISING ALTITUDE 5500 | ||||
х | VFR | PROPOSED (Z) 1400 | ACTUAL(Z) | |||||||
IFR | ||||||||||
DVFR | ||||||||||
8. ROUTE OF FLIGHT Chickasha direct Guthrie | ||||||||||
9. DESТINATION (Name of airport and city) GOK, Guthrie Airport Guthrie, ОК | 1О. EST. TIME ENROUTE | 11. REMARKS | ||||||||
HOURS | MINUTES 35 | |||||||||
12. FUEL ON BOARD | 13. ALTERNATE AIRPORT(S) | 14. PILOT'S NAME. ADDRESS & TELEPHONE NUMBER & AIRCRAFТ НОМЕ BASE Jane Smith Aero Air, Oklahoma City, ОК (405) 555-4149 | 15. NUMBER ABOARD 1 | |||||||
HOURS 4 | MINUTES 45 | |||||||||
17. DESТINATION CONTACTIТELEPHONE (OPTIONAL) | ||||||||||
16. COLOR OF AIRCRAFТ Red/White | CIVIL AIRCRAFT PILOTS. 14 CFR Part 91 requires you file ап IFR flight plan to operate under instrument flight rules in controlled airspace. Failure to file could result in а civil penalty not to exceed $1,000 for each violation (Section 901 of the Federal Aviation Act of 1958, as amended). Filing of а VFR flight plan is recommended as а good operating practice. See also Part 99 for requirements concerning DVFR flight plans. | |||||||||

Form Approved ОМВ No. 2120-0026
FAA Form 7233-1 (8-82)
CLOSE VFR FLIGHT PLAN WITH м_cA_l_es_ter FSS ON ARRIVAL
Рис. 15-27. Регистрационная форма полётного плана.
Пункт № 7 - крейсерская высота. Обычно после зна чения высоты указывается «VFR» (ПВП), поскольку пилот должен выбирать крейсерскую высоту в соот ветствии с положениями FAA.
Пункт № 8 - маршрут полёта. Если предполагается прямой маршрут, указывается слово «direct» (пря мой); в противном случае, указывается действи тельный маршрут полёта (например, проходящий через определённые населённые пункты или нави гационные средства).
Пункт № 10 - расчётное время в пути. В нашем при мере к суммарному времени было добавлено 5 ми нут (на набор высоты).
Пункт № 12 - бортовой запас топлива (в часах и минутах полёта). Для его определения необхо димо разделить суммарный объём расходуемого топлива (в галлонах) на расчётный расход топлива (в галлонах в час).
Регистрация плана полёта - разумный и оправдан ный шаг, но не следует забывать о необходимости за крыть план полёта по прибытии в пункт назначения. Это лучше делать по телефону, чтобы избежать ненуж ного загрязнения эфира.
Радионавигация
Развитие бортовых радиоприёмных устройств, появ ление аэронавигационных карт с указанием точного расположения наземных передающих станций и их ча стот, наряду с совершенствованием бортовых навига
оборудования VOR/DME и составной радионавига ционной системой VORTAC. Общее название этих ви дов оборудования - VOR (VHF Omnidirectional Range), а их функцией является предоставление информации об азимуте ЛА. Когда в системуVОR интегрирован все направленный дальномерный радиомаяк (DME), такой комплекс носит название VOR/DME. Если VOR инте грирован с военной тактической аэронавигационной системой «Такан» (TACAN), такие совмещённые стан ции называются VORTAC. В станции VORTAC всегда входят маяки DME. Вне зависимости от типа использу емого навигационного оборудования (VOR, VOR/DME или VORTAC), показания бортового индикатора VOR не меняются.
Далее в этом разделе все системы VOR, VOR/DME и VORTAC будут обозначаться аббревиатурой VOR.
Как следует из термина «всенаправленный», ази мутальный маяк VOR излучает сигналы прямоли нейного курса во всех направлениях. Если смотреть сверху, это напоминает спицы, выходящие из втулки колеса. Дальность действия маяка VOR зависит от мощности передатчика.
Курсовые сигналы, передаваемые станцией, привя зываются к магнитному направлению северного ме ридиана. Другими словами, сигналы маяка представ ляет собой магнитные азимуты, направленные наружу от станции VOR. Азимуты имеют порядковые номера, начиная с 001 (1° к востоку от магнитного меридиана) и заканчивая 360 (360°). Ориентацию в пространстве
ционных приборов, позволили пилотам существенно
увеличить точность прохождения маршрута и вы вода ЛА в любую заданную точку. Хотя точность во ждения может быть обеспечена и при использовании бортового навигационного оборудования, начинаю щим пилотам следует использовать это оборудование только в качестве вспомогательных средств, осущест вляя навигацию, главным образом, по наземным ори ентирам (пилотаж). Визуальный метод пилотирова ния позволяет пилоту избежать потери ориентации при отказе радиосвязи.
При полётах по ПВП используются четыре типа ради онавигационных систем:
всенаправленные азимутальные радиомаяки (VOR);
ненаправленные радиомаяки (NDB);
Принимаются сигналы

ется только сигнал «В»
.
«А» и «В»
система дальней радионавигации (LORAN-C);
«Лоран-С»
глобальная система определения координат (GPS).
Всенаправленные азимутальные радиомаяки (VOR)
Система VOR представлена трёмя видами радио навигационных средств: всенаправленными ази мутальными радиомаяками VOR, комплексной ра дионавигационной системой аэронавигационного
Рис. 15-28. Дальность передачи УКВ-сигнала ограничена предела ми прямой видимости.
облегчает компасная роза с направлением на магнит ный север, изображаемая на аэронавигационных кар тах в месте расположения станции.
Наземные станции VOR ведут вещание на УКВ-частотах 108.0-117.95 МГц. Как всегда в слу чае УКВ-волн, дальность вещания ограничивается пря мой видимостью. Следовательно, дальность действия маяка прямо пропорциональна возвышению приём ного устройства. Обычно дальность приёма сигнала на высоте 1000 футов (305 м) над УЗП - примерно 40- 45 миль (65-75 км). С увеличением высоты дальность приёма растёт (рис. 15-28).
Системы VOR и VORTAC классифицируются в соот ветствии со способом использования. Существует три класса таких систем:
Т (терминальные);
L (низковысотные);
Н (высотные).
Эффективная дальность действия оборудования пе речисленных классов показана в следующей таблице:
Радионавигационные системы VOR/VORTAC
Нормальные используемые высоты
и радиусы дальности
Радиус действия
Класс Высоты (миль)
т | 12000 футов и менее | 25 | ||
L | Менее 18000 футов | 40 | ||
н | Менее 14500 футов | 40 | ||
н | Только в 48-и континентальных между 14500 и 17999 футов | штатах, | 100 | |
н | 18 ООО футов - FL 450 | 130 | ||
н | 60ООО футов - FL 450 | 100 |
Эффективная дальность действия некоторых ком плексов может быть менее 50 миль (80 км). За более подробной информацией обратитесь к справочнику аэ ропортов и наземных служб (A/FD).
Точность установки курса по азимутам VOR счита ется исключительно высокой: погрешность обычно не превышает ±1°. Однако, по мере износа приём ного оборудования, VOR точность постепенно падает. Особенно сильно это проявляется при значительном удалении от станции. Поэтому приёмное оборудова ние VOR нуждается в периодической проверке и ка либровке. Проверка точности приёмника VOR не вхо дит в перечень обязательных процедур для полётов
по ПВП. Однако, для обеспечения правильной работы оборудования, такие проверки следует проводить как можно чаще, а полную калибровку проводить не реже одного раза в год.
Для проверки точности работы VOR у пилотов есть следующие средства:
наземные тестовые радиопередатчики VOR (VOT);
воздушные контрольные точки;
сертифицированные наземные контрольные точки в зонах аэропортов.
Если на борту ЛА установлено два приёмника VOR, можно произвести парную проверку точности. Парная проверка приёмников VOR заключается в том, что пилот настраивает оба приёмника на сигнал одной и той же наземной станции. Разница между показа ниями двух индикаторов не должна превышать 4°. Список воздушных и наземных контрольных точек со держится в справочнике A/FD.
Цель проверок точности работы VOR состоит в том, чтобы удостовериться, что получаемые бортовым обо рудованием ЛА данные азимутов соответствуют сиг налам, излучаемым наземной станцией. Нормативные документы не содержат конкретных указаний раз решённых допусков точности работы оборудова ния VOR при полётах по ПВП. Однако в этих целях можно использовать нормативные допуски для по лётов по ППП: ±4° для наземных проверок и ±6° для воздушных. Проверки могут выполняться непосред ственно самим пилотом.
Передающие станции VOR могут идентифициро ваться по опознавательному сигналу в формате аз буки Морзе или по записанному голосовому сообще нию, содержащему название станции и аббревиатуру
«VOR». Многие станции службы обеспечения полётов (СОП) транслируют голосовые сообщения на той же частоте, что и маяки VOR. При идентификации стан ции не следует полагаться на голосовые сообщения станций СОП, поскольку многие из них вещают через несколько всенаправленных маяков, и названия этих маяков могут не соответствовать названию передаю щей станции СОП.
Если маяк VOR выключен для технического обслу живания, кодированное идентификационное сооб щение в эфир не поступает. Это служит для пилота предупреждением, что данную станцию не следует ис пользовать для навигации.
Приёмные устройства VOR оснащаются флажковым сигнализатором (бленкером), указывающим на то, что интенсивность сигнала маяка недостаточна для работы навигационного оборудования. Такое проис ходит, когда ЛА оказывается слишком далеко от стан ции VOR или на слишком малой высоте, чтобы нахо диться на линии прямой видимости радиомаяка.
Навигация с использованием сигналов VOR пред полагает наличие двух компонентов: наземного пе редатчика и бортового приёмного оборудования ЛА. Наземный передатчик располагается в опреде лённом месте земной поверхности и ведёт вещание на предписанной ему радиочастоте. Бортовое оборудо вание включает в себя приёмное устройство (со сред ствами настройки) и индикатор VOR. В качестве индикатора может выступать указатель курсовой де виации (CDI), индикатор горизонтального положения (HSI) или радиомагнитный указатель (RMI). Каждый из этих индикаторов отображает курс на маяк VOR, на приём сигнала которого он настроен.
Указатель курсовой девиации (CDI)
Указатель курсовой девиации (CDI) устанавливается на большинство учебно-тренировочных ЛА. Он со стоит из (1) селектора пеленга маяка (иногда называ емого задатчиком курса) OBS, (2) стрелки указателя курса и (3) указателя направления относительно ма яка («к/от»).
Задатчик курса - это круговая азимутальная шкала, которую вращают, чтобы выбрать желаемый азимут или определить азимут, по которому движется ЛА. Помимо этого, можно установить направление курса («к» станции или «от» неё).
При вращении задатчика курса (OBS) циферблат CDI или стрелка курса также поворачиваются, указы вая на положение азимута относительно ЛА. Если по вернуть задатчик курса таким образом, чтобы стрелка девиации оказалась в центре циферблата, можно опре делить азимутальный курс (магнитный курс «от»

Рис. 15-29. Индикатор VOR.

Шкала отклоненияот глиссады
Указатель«к/от» Шкала курсовой девиации
Картушка компаса Флажок неиспр. компаса
Символ самолёта
Метка выбора направл.
Планка курсовой девиации
Стрелка выбора курса
Двойные указатели глиссады I Задатчик направления
Рис. 15-30. Индикатор горизонтального положения (HSI).
станции) или встречный курс (магнитный курс «к» станции). Если ЛА смещается относительно азимута, установленного с помощью задатчика курса, стрелка курсовой девиации поворачивается влево или вправо.
Когда стрелка располагается точно в центре цифер блата, задатчик курса отображает курс либо «от» стан ции, либо «к» ней. Если флажковый индикатор пока зывает «ТО» («к»), задатчик курса отображает курс по направлению к станции (рис. 15-29).
Если флажок показывает «FROM» («от») и ЛА сле дует указанным курсом, это означает, что он удаляется от станции.
Индикатор горизонтального положения (HSI)
Индикатор горизонтального положения (HSI) - это указатель направления, использующий данные маг нитно-индукционного датчика для ориентации кар тушки компаса. HSI (рис. 15-30) состоит из магнитного
компаса с навигационной индикацией и указателя глиссады. С помощью HSI пилот получает информа цию о расположении ЛА относительно выбранного курса или азимута. \
На рис. 15-30 магнитное направление ЛА, считы ваемое с картушки под курсовой чертой, равно 184°. Стрелка указателя выбора курса установлен на 295°; хвост стрелки указывает на встречный курс 115°. Планка курсовой девиации отображает данные приём ника VOR/LOC или GPS и указывает левое или правое отклонение от курса, установленного с помощью ука зателя выбора курса; аналогичным образом, враща тельное движение стрелки индикатора VOR/LOC ука зывает на отклонение от курса.
Установка курса производится поворотом стрелки указателя выбора курса относительно картушки (с по мощью кремальеры выбора курса). На циферблате HSI располагается изображение самолёта и планка кур совой девиации, указывающая на положение ЛА от носительно выбранного курса. Указатель направле ния «к/от» представляет собой треугольный флажок. Когда указатель направлен к головке стрелки выбора курса, угол отклонения стрелки указывает на выбран ный курс. При правильном следовании этим курсом ЛА будет приближаться к выбранной станции. Когда указатель направлен к хвосту стрелки, она отображает курс, который (если им правильно следовать) приведёт к удалению от выбранной станции.
Появление предупредительного флажка «NAV» озна чает, что прибор не получает сигнала достаточной ин тенсивности. Флажок «HDG» указывает на то, что ком пас неисправен.

Рис. 15-31. Радиомагнитный указатель.
Указатель глиссады отображает положение ЛА от носительно траектории глиссады. Если указатель опу скается ниже центрального положения, это означает, что ЛА находится выше глиссады, и вертикальную скорость снижения необходимо увеличить. Иногда индикатор азимута представляет собой дистанцион ный компас; однако в большинстве случаев его необ ходимо периодически сверять с магнитным компасом и настраивать.
Радиомагнитный указатель (RMI)
Радиомагнитный указатель (RMI) (рис. 15-31) - это бортовой навигационный инструмент, отображающий магнитное или гирокомпасное направление движения ЛА, данные пеленга станций VOR или GPS и информа цию автоматического радиопеленгатора (ADF).
Для того, чтобы компенсировать ошибки указателей курса старого образца и расширить их возможности, был разработан дистанционный компас.
Передатчик дистанционного компаса - это отдель ный модуль, устанавливаемый обычно в концевой ча сти крыла (для исключения магнитных помех). RMI состоит из картушки компаса, указателя направле ния, двух стрелок пеленга и переключателей функций стрелок. Стрелки отображают информацию от любых двух из трёх источников: GPS, ADF или VOR. Пилот мо жет выбрать источник, который будет отображаться на указателе. Стрелка указывает курс на выбранную навигационную станцию или промежуточный пункт маршрута. Зелёная стрелка на рис. 15-31 отображает станцию, на которую настроен ADF. Жёлтая стрелка указывает курс на маяк VOR. Следует обратить внима ние на то, что выбор источника, информацию которого отображает АРП, не регламентируется: достаточно того, что индикатор отображает ту или иную радиона вигационную информацию.
Движение по маршруту с помощью VOR
Ниже приводится пошаговая процедура, выполняемая при движении по маршруту к станции VOR или от неё с использованием CDI. Последовательность действий проиллюстрирована на рис. 15-32.
Настройте приёмник VOR на частоту выбранной станции VOR. Например, для получения сигнала VOR Bravo установите частоту 115.0. Далее, проверьте иден тификаторы и убедитесь, что получаете сигнал именно от выбранной станции VOR. Как только настройка бу дет закончена, стрелка курсовой девиации отклонится влево или вправо. Поверните ручку азимута на задат чике курса так, чтобы стрелка девиации вернулась в центральное положение, а указатель «к/от» показы вал «ТО». Если при центрировании стрелки указатель показывает «FROM», ручку азимута нужно повернуть
на 180°, поскольку в данном примере необходимо дви- Глава 15. Навигация
![]()
гаться «к» станции, а не «от» неё. Теперь поверните ЛА в направлении, на которое указывает ручка азимута VOR или задатчик курса, - в нашем примере, это 350°.
Если придерживаться этого направления при ветре справа (как показано на рис. 15-32), ЛА будет сносить левее заданного маршрута. По мере увеличения сноса стрелка курсовой девиации VOR будет постепенно сдвигаться вправо или отображать первоначально вы бранный азимут.
Чтобы вернуться на заданный азимут, необходимо несколько отвернуть ЛА вправо. Стрелка курсовой де виации начнёт медленно возвращаться в централь ное положение, указывая на то, что ЛА возвращается на заданный маршрут. После возврата на заданный азимут нужно выполнить левый поворот, но не до пер воначального направления 350°, поскольку требу ется учесть поправку на снос под воздействием ве тра. Величина поправки зависит от силы ветра. Если скорость ветра неизвестна, выбор правильного на правления производится методом проб и ошибок. Предположим, для примера, что первоначальная по правка выбрана равной 10°.
Следуя в направлении 360° (350° + 10°), вы замеча
ете, что стрелка курсовой девиации начинает откло няться влево. Это означает, что угол поправки на ветер 10° слишком велик и ЛА смещается вправо от курса. Для возврата на заданный азимут необходимо повер нуть немного влево.
Стрелка девиации вернётся к центральному положе нию, когда угол поправки на ветер будет равен 5°, а на правление - 355°. Если эта поправка верна, ЛА оста нется на заданном азимуте. В противном случае нужно продолжить маневрирование, стараясь удержать стрелку в центральном положении, а ЛА- на выбран ном азимуте.
В момент прохождения ЛА над станцией VOR, стрелка курсовой девиации задрожит, затем остано вится, и флажок «ТО» поменяется на «FROM». Если ЛА пройдёт не прямо над станцией, а несколько в стороне от неё, стрелка отклонится в направлении станции од новременно со сменой флажка с «ТО» на «FROM».
При удалении от станции обычно применяются те же процедуры, что и при приближении к ней. Если вы на мереваетесь пролететь над станцией и далее двигаться в обратном направлении вдоль входящего курса (пеленга
«на станцию»), задатчик курса переключать не нужно. В обоих случаях выполняются манёвры, необходимые для того, чтобы стрелка оставалась в центральном поло жении. Единственное различие - индикатор всенаправ ленного маяка находится в положении «FROM».
Если движение от станции должно осуществляться не встречным курсом вдоль пеленга «на станцию», а в другом направлении, необходимо установить

Рис. 15-32. Следование по маршруту при боковом ветре.
новый курс или пеленг посредством задатчика курса, а затем выполнить поворот на заданный курс. После того, как ЛА окажется на новом курсе, движение осу ществляется с помощью тех же процедур, которые были приведены выше.
Рекомендации по использованию VOR
Перед установкой азимута убедитесь в том, что стан ция VOR идентифицирована правильно.
Помните, что сигнал VOR распространяется в преде лах прямой видимости. Если ЛА находится на малой высоте или на большом удалении от станции, сигнал может ослабеть или вообще пропасть.
При движении по направлению к маяку определите пеленг на станцию и используйте его. Выбирайте та кое направление, чтобы сохранить выбранный курс. Если под воздействием ветра ЛА сместился с курса, вернитесь на первоначальный курс, а затем выбе рите направление с учётом поправки на ветер.
Если стрелка начинает слабо дрожать, не меняйте направление сразу, а выждите некоторое время, и только если стрелка не вернётся в центральное по ложение, начинайте выполнять манёвры.
При движении «к» станции обязательно убедитесь, что флажок индикатора находится в положении
«ТО». Соответственно, при движении «от» станции - в положении «FROM». В противном случае, стрелка курсовой девиации будет указывать курс, противо положный выбранному. Другими словами, если ЛА движется по направлению к станции при индика ции «FROM» или от станции - при индикации «ТО», стрелка курсовой девиации указывает направле ние, противоположное истинному. Например, если ЛА сносит вправо от выбранного курса, стрелка сме стится вправо или будет указывать в сторону от ис тинного курса. Если ЛА сносит влево, стрелка сме стится влево или будет указывать в направлении, противоположном истинному азимуту.
При навигации с использованием VOR важно удер живать направление, которое позволяет оставаться на курсе или возвратиться на него в случае сноса. Простой поворот вслед за движением стрелки приве дёт к тому, что вы промахнётесь мимо азимута и вы полните S-образный поворот в сторону, противопо ложную первоначальному отклонению.
Время и расстояние до станции
Чтобы рассчитать время полёта и расстояние до стан ции, вначале поверните ЛА таким образом, чтобы ука затель пеленга был направлен на ближайшую отметку 90°. Начните отсчёт времени, сохраняя выбранное на правление. Когда указатель пеленга переместится на 10°, зафиксируйте прошедшее время в секундах
и проведите вычисления по формулам из примера, приведённого ниже (рис. 15-33).

Например, если на изменения пеленга 10· требуется 2 минуты (120 секунд),
то время полёта до станции будет равно
120
20=12 минут
полета до станции
Угол изменения пеленга
между изменениями пеленга = 8ремя "
Время в секундах
Пример проверки времени и расстояния
Рис. 15-33. Пример проверки времени и расстояния.
Если изменение пеленга равно 10°, время полёта до станции можно также рассчитать с помощью упро щённого метода. Возьмите время в секундах, необхо димое для изменения пеленга на 10°, и передвиньте за пятую на один знак влево. Вы получите время полёта до станции в минутах. Например, если для изменения пеленга на 10° необходимо 75 секунд, время подлёта к станции составит 7,5 минут. Момент прохождения над станцией можно определить по быстрому колеба нию стрелки пеленга.
Расстояние до станции можно рассчитать, умножив ИВС или ПС (в милях в минуту) на определённое ранее время подлёта до станции в минутах. Например, если ЛА находится в 7,5 минутах полёта до станции и движется
с ИВС 120 узлов или 2 морские мили в минуту, расстоя ние до станции равно 15 морских миль (7,5 х 2 = 15).
Приведённые выше методы расчёта времени и рас стояния являются приблизительными. Точность по лученных значений зависит от силы и направления ветра, величины изменения пеленга и погрешности из мерений. Поскольку факторов, влияющих на точность, достаточно много, вычисленные значения можно ис пользовать только в качестве справочных величин. Однако при точном следовании по курсу и аккуратном считывании показаний времени и пеленга эти методы позволяют сделать достаточно близкую к реальности оценку значений времени и расстояния до станции.
Определение расстояния до маяка.
Определение расстояния до станции VOR - операция, выполняемая в большинстве фаз полёта по ППП. Для этого может использоваться различное оборудование, но результат должен быть единым - достичь угла или длины отрезка траектории полёта, достаточных, чтобы получить требуемый результат.
Скоростьпеленга
Скорость пеленга, видимая пилотом как движе ние стрелок прибора указывающих направление
угол между направлением движения ЛА и направле нием на станцию;
ИВС и скорость ветра (ПС);
расстояние до станции.
Курсовой угол
Курсовой угол - это угол между направлением дви жения ЛА и направлением на станцию. Правильный выбор направления движения ЛА и сохранение этого направления в течение времени изменения пеленга является наиболее простым и эффективным способом определения расстояния до станции. Угол пеленга дол жен быть больше курсового угла на станцию, но не мо жет превышать 90°.
При выборе курсового угла определяющим фактором является соотношение между расстоянием до станции и пеленгом. На расстоянии 60 морских миль (111 км) до станции каждый градус пеленга имеет ширину од ной морской мили (1,9 км). Ширина градуса пеленга растёт или уменьшается в зависимости от увеличе ния или уменьшения расстояния до станции соответ ственно. Например, на расстоянии 120 морских миль один градус имеет ширину 2 морские мили, а на рас стоянии 30 миль - 0,5 мили. При неизменных зна чениях ПС и направления движения ЛА, результиру ющая скорость изменения угла пеленга будет прямо пропорциональна расстоянию до станции. При выборе направления перехвата необходимо учитывать следу ющие параметры:
курсовой угол;
расстояние до станции;
ИВС и скорость ветра (ПС).
Дальномерное оборудование (DME)
В качестве дальномерного оборудования (DME) ис пользуются УКВ-навигационные средства VOR/DME и VORTAC. Они измеряют (в морских милях) наклон ную дальность ЛА от станции VOR/DME и VORTAC (да лее, для простоты, обе системы будут обозначаться аббревиатурой VORTAC). Хотя DME является очень по пулярным навигационным средством, им оснащаются не всеЛА.
Перед тем, как использовать DME, пилот должен выбрать и идентифицировать станцию VORTAC и на строиться на её частоту (посредством процедур, опи санных выше). Используя так называемую «парную частоту», приёмник DME автоматически настраива ется на частоту УКВ-дальномерного оборудования, соответствующую выбранной пилотом частоте ма яка VORTAC. Этот процесс является полностью про зрачным для пилота. После короткой паузы на инди каторе DME отображается наклонная дальность до или
от маяка. Наклонная дальность - это расстояние по прямой между ЛА и маяком, зависящая, в том числе, от высоты полёта ЛА. Так, при прохождении над стан цией VORTAC на высоте 6,076 футов над УЗП DME по кажет наклонную дальность примерно 1 морская миля
(6,076 футов = 1 морской миле).
DME является крайне полезным дополнением к на вигационным средствам VOR. Сам по себе пеленг VOR позволяет определить исключительно направление движения ЛА. С помощью DME пилот может устано вить точное положение ЛА на азимутальной линии.
Большинство приёмников DME могут также ото бражать ПС и время подлёта к станции. ПС отобража ется в узлах (морских милях в час). В режиме отобра жения времени подлёта индикатор показывает время в минутах, оставшееся до момента прохождения над станцией VORTAC, рассчитанное на основе текущего значения ПС. Отображаемые значения ПС и времени подлёта верны только в случае следования прямо по курсу на станцию или от неё. Приёмникам DME обычно необходимы одна-две минуты установивше гося полёта прямо по курсу на станцию VORTAC или от неё, прежде чем прибор начнёт отображать точную информацию о ПС и времени подлёта.
Некоторые средства дальномерного оборудования имеют режим удержания, при котором они сохраняют сигнал одной станции VORTAC, в то время как указа тель курса отображает значение курсовой девиации, полученное от ILS или другой станции VORTAC.
Зональная навигация по радиомаякам VOR/DME (RNAV)
Зональная навигация (RNAV) обеспечивает курсо вое наведение на любом прямолинейном маршруте между двумя точками, определёнными пилотом. Хотя RNAV - это собирательное понятие, применяемое к различным навигационным средствам («Лоран-С», GPS и другим), в этом разделе рассматривается зональ ная навигация на основе VOR/DME.
Зональная навигация VOR/DME - это не от дельное навигационное средство, а метод навига ции, который использует сигналы систем VOR/DME или VORTAC, обработанные бортовым вычислителем RNAV (рис. 15-34).
Примечание. В настоящем разделе аббревиату рой «VORTAC» обозначаются также навигационные средства VOR/DME.
Проще говоря, зональная навигация VOR/DME даёт пилоту возможность виртуального перемеще ния маяков VORTAC в более удобное местоположение. Перемещённые виртуальным образом маяки назы вают промежуточными точками. Для описания про межуточных точек используется комбинация азимута

Рис. 15-34. Полёт по маршруту RNAV.
и дистанции до используемого маяка VORTAC. Эти точки позволяют задать прямой маршрут практически между любыми пунктами, вне зависимости от распо ложения маяков и существования воздушных трасс.
Хотя возможности и способы эксплуатации различ ных систем навигации VOR/DME варьируются, су ществуют общие принципы, применимые ко всем средствам вне зависимости от их типа. Перед исполь зованием того или иного средства зональной нави гации настоятельно рекомендуется изучить руко водство по его эксплуатации и пройти инструктаж. Эксплуатационная информация и ограничения в ис пользовании также содержатся на трафаретах в ка бине пилотов и в приложениях к руководству по лёт ной эксплуатации.
Средства зональной навигации VOR/DME могут ра ботать как минимум в трёх режимах: режим VOR, маршрутный и посадочный. В некоторых моделях при сутствует четвёртый режим - параллельный. В ка ком бы режиме не работало устройство, ему необхо димы одновременно сигналы VOR и DME.

Рис. 15-35. Индикатор RNAV.
Если выбранная станция вещает только в ре жиме VOR, бортовое оборудование зональной нави гации будет работать, как обычный приёмник VOR с возможностью приёма сигнала DME (рис. 15-35). В ка ком бы режиме он ни работал, индикатор VOR пред ставляет собой чрезвычайно полезный бортовой нави гационный инструмент. При обычной навигации VOR (например, при полёте по установленной воздуш ной трассе) применяется стандартный режим VOR.
Для использования устройства в режиме RNAV пилот должен выбрать одну или несколько промежуточных точек и ввести их параметры.
Для эксплуатации в любом из режимов зональной навигации устройство должно получать сигналы как азимута, так и расстояния, поэтому в качестве навига ционного средства должен быть выбран маяк VORTAC (или VOR/DME). Для установки промежуточной точки необходимо определить параметры (азимут и дис танцию) какой-либо точки в радиусе действия маяка. Как только параметры промежуточной точки введены в устройство и оно переведено в режим маршрутной навигации, CDI начинает отображать данные наве дения на промежуточную точку, а не на выбранный маяк. Индикатор DME также отображает расстояние до промежуточной точки. Многие бортовые инстру менты RNAV могут сохранять в памяти параметры нескольких промежуточных точек, что позволяет про граммировать их до начала полёта.
Единицы измерения вводимых параметров: азимут
(пеленг) - в градусах, включая один знак после за пятой (например, 275,5°), а расстояние - в морских милях, также включая один знак после запятой (на пример, 25,2 мили). При прокладывании курса по про межуточным точкам на аэронавигационной карте трудно соблюсти такой уровень точности. На практике это обычно бывает не нужно. Точные координаты аэ ропортов и промежуточных точек публикуются в раз личных аэронавигационных источниках, и эти дан ные можно использовать для программирования средств RNAV.
Между индикацией данных в режимах CDI и RNAV есть небольшое, но важное различие. В любом из ре жимов RNAV курсовое отклонение отображается в ли нейных единицах. В маршрутном режиме RNAV мак симальное отклонение CDI обычно соответствует расстоянию в 5 морских миль с каждой стороны от вы бранного курса, вне зависимости от дистанции до про межуточной точки. В посадочном режиме RNAV мак симальное отклонение CDI обычно соответствует 114 морским милям в каждую сторону от выбранного курса. С приближением к промежуточной точке чув ствительность УКД в режиме RNAV не меняется.
Посадочный режим RNAV используется при за ходе на посадку по приборам. Его узкая шкала (25% от шкалы маршрутного режима) способствует очень точному наведению на выбранную промежуточную точку или от неё. При навигации по ПВП использова ние наведения в посадочном режиме нежелательно, поскольку требует значительного внимания и приво дит к быстрому утомлению пилота.
Четвёртый, относительно редко используе- мый режим, присутствующий на некоторых типах
приборов,- это параллельный режим VOR. В этом режиме CDI отображает линейное (а не угловое от клонение) от пеленга на VORTAC или от него. Он по лучил такое название, поскольку позволяет пилоту установить смещённый (или параллельный) курс, проходящий на фиксированном расстоянии от за данного. Параллельный режим VOR даёт тот же ре зультат, что и размещение промежуточной точки непосредственно в местоположении существующего маяка VORTAC. Некоторые пилоты применяют парал лельный режим VOR одновременно с использованием навигационной (NAV) функции автопилота для обе спечения более плавного движения по выбранному курсу вблизи маяка VORTAC.
При навигации с использованием средств RNAV легко запутаться в их функциях и показаниях, поэтому очень важно, чтобы пилот был как можно лучше зна ком с бортовым оборудованием своего ЛА. Нередки случаи, когда пилоты непреднамеренно и не отда вая себе отчёта, задействуют один из режимов RNAV, не обратив внимания на положение переключателей или сигналы светового табло. Случается и обратное, когда пилот забывает перевести устройство в режим RNAV, думая, что уже сделал это. Как и в других слу чаях, не следует полностью полагаться на единствен ный метод навигации, даже если вы хорошо знакомы с бортовым оборудованием ЛА.
Автоматический радиопеленгатор (ADF)
Многие ЛА авиации общего назначения оборудованы радиоприёмной аппаратурой для автоматического радиопеленгования. При использовании автомати ческого радиопеленгатора (ADF) пилот настраивает приёмное оборудование на наземную станцию, на зываемую ненаправленным радиомаяком (NDB). Станции NDB обычно ведут вещание в диапазоне низ ких или средних частот, от 200 до 415 кГц. Частоты станций можно найти на аэронавигационных картах или в справочнике A/FD.
Все радиомаяки, за исключением приводных радио станций, передают в эфир кодированное трёхбуквен ное идентификационное сообщение. Передача идёт постоянно, прерываясь только на время трансляции голосовых сообщений. Приводные станции, входящие в комплексы инструментальной системы посадки, пе редают двухбуквенный идентификационный код.
ADF могут также объединяться с радиостанциями обычного вещания. Как уже говорилось выше, точная идентификация радиостанции - чрезвычайно важ ный этап навигации.
В сравнении с VOR, маяк NDB обладает одним преимуществом. Оно заключается в том, что об ласть распространения низких и средних частот
не ограничивается прямой видимостью. Радиоволны способны распространяться, огибая сферическую по верхность Земли; поэтому, если ЛА находится в преде лах радиуса действия станции, сигнал может быть по лучен независимо от высоты полёта.
В приведённой ниже таблице указаны классы стан ций NDB, их мощность и дальность действия.
Ненаправленный радиомаяк (NDB) (радиус действия указан независимо от высоты полёта принимающего ЛА)
Класс Мощность, Ватт Расстоs ние (миль)
Приводная станция | Менее 25 | 15 | |
мн | Менее 50 | 25 | |
н | 50-1999 | 50* | |
нн | 2000 или более | 75 |
*Зонаобслуживания некоторых станций может быть менее 50 миль.
Один из недостатков использования низкочастотных сигналов для аэронавигации заключается в том, что такие сигналы очень чувствительны к электрическим помехам (например, разрядам молний). Атмосферные помехи приводят к колебаниям стрелки, искажениям и затуханию сигнала. Искажения также могут быть связаны с наложением сигналов отдалённых станций. Пилоты должны знать, какие причины приводят к об разованию помех, и внимательно следить за возмож ными искажениями сигнала.
Бортовое оборудование ADF представляет собой механизм настройки (тюнер), использующийся для

Рис. 15-36. АРП с неподвижной азимутальной шкалой и магнитным компасом.
установки необходимой частоты, и навигационный индикатор. Индикатор состоит из круговой шкалы ази мута и стрелки, указывающей направление на стан цию, на которую настроен тюнер.
Иногда шкала ADF может вращаться, позволяя со вместить азимут с направлением полёта; если она не подвижна, то 0° указывает на нос ЛА, а 180° - на его хвостовое оперение. Далее будет рассматриваться ADF с неподвижной шкалой (рис. 15-36).
На рис. 15-37 проиллюстрированы термины, исполь зующиеся при эксплуатации ADF, которые необходимо знать каждому пилоту.
Для определения магнитного пеленга «ОТ» станции, к значению магнитного пеленга на станцию нужно прибавить (или вычесть) 180°.
Следует помнить, что стрелка неподвижной ази мутальной шкалы отображает направление на стан цию относительно носа ЛА. Если стрелка отклонилась на 30° влево при относительном пеленге (курсовом угле) 330°, это означает, что станция располагается на 30° левее оси движения ЛА. Если ЛА повернёт влево на 30°, стрелка переместится на те же 30° вправо и ото бразит относительный пеленг 0°, указывая на то, что нос ЛА направлен прямо на станцию. Если продолжить полёт к станции таким образом, чтобы стрелка остава лась в положении 0°, такая процедура носит название
«наведение (или привод) на станцию». При боковом ветре стрелка ADF не останется в нулевом положении, а продолжит смещаться. Для сохранения стрелки в ну левом положении необходимо слегка повернуть ЛА, в результате чего траектория полёта до станции пре вратится в кривую. Наведение на станцию применя ется достаточно часто, но приводит к сносу по ветру, что удлиняет путь до станции.

Рис. 15-37. Термины, относящиеся к АРП.
При прокладке курса до станции необходимо учесть поправку на снос под воздействием ветра. Тогда марш рут движения ЛА останется прямым и будет совпа дать с пеленгом на станцию. После внесения поправки на снос показания стрелки ADF будут соответствовать величине этой поправки. Например, если магнитный пеленг на станцию 340°, 10-градусная поправка на ле вый боковой ветер приведёт к тому, что пеленг станет равен 330°, а стрелка ADF отклонится на 10° вправо, отобразив относительный пеленг 010° (рис. 15-38).


При прокладке курса от станции поправка на ветер вносится аналогично, но стрелка ADF будет направ лена в сторону хвостового оперения ЛА (к отметке 180° на азимутальной шкале). Попытка удержать стрелку ADF в положении 180° при боковом ветре приведёт к тому, что ЛА будет двигаться по искривлённой траек тории, смещаясь всё дальше от выбранного маршрута.
Рис. 15-38. Установка курса с помощью АРП.
При движении от станции поправку на ветер следует вносить в направлении, противоположном тому, в ко тором указывает стрелка.
Хотя ADF не так распространён, как VOR, при над лежащих мерах предосторожности и разумном ис пользовании он может стать очень ценным сред ством аэронавигации.
Система «Лоран-С))
Система дальней радионавигации, версия С («Лоран-С») - ещё одна разновидность RNAV, основу которой состав ляли цепи передатчиков низкочастотного диапазона. В ноябре 2009 года береговая охрана США объявила, что система «Лоран-С» не является необходимой для морской навигации. Дальнейшее существование си стемы было оставлено на усмотрение Секретаря Министерства национальной безопасности США.
Согласно сообщению береговой охраны США, работа системы на территории США остановлена 8 февраля 2010 г. в связи с относительно малым числом актив ных пользователей. Пользователям системы «Лоран-С» рекомендовано для навигации использовать систему GPS. С 1 августа 2010 г. прекращена работа американ ских станций «Лоран-С» в составе российско-амери канской цепи, а с 3 августа 2010 г.- и в составе аме рикано-канадской цепи. Таким образом, в настоящее время работа системы «Лоран-С» на территории США полностью прекращена.
Глобальная система определения координат (GPS)
GPS - это спутниковая система радионавигации, обе спечивающая возможность определения местополо жения объектов в любой точке земного шара. В силу того, что GPS основана на космических спутниках и имеет глобальный масштаб, аэронавигационные карты не содержат упоминаний о ней. Помимо стацио нарного бортового оборудования GPS, большой попу лярностью пользуются портативные или крепящиеся на штурвале устройства. Авиационные приёмники GPS обычно содержат навигационные базы данных большого объёма.
GPS представляет собой систему навигационных спутников, обеспечивающих измерение расстояния и времени. Система GPS создана и эксплуатируется Министерством обороны США. Использование си стемы в гражданских целях обеспечивается Береговой охраной США.
Применение GPS при аэронавигации по ППП/ПВП не требует от пилота знания технических аспектов функционирования системы. Тем не менее, GPS суще ственным образом отличается от обычных наземных средств навигации, и важно понимать суть этих раз личий. Представление о возможностях, особенностях
и ограничениях бортового оборудования является важнейшим фактором безопасности полёта.
Навигационная система GPS транслирует сиг нал, благодаря которому приёмники могут опреде лить точное местоположение в любой точке земного шара. Получив сигнал от нескольких спутников од новременно, приёмник выполняет измерение псев додальности и вычисляет координаты пользователя. Для точного определения трёхмерных координат ис пользуются сигналы как минимум четырёх спутни ков. Структуры Министерства обороны США отвечают за эксплуатацию орбитальной группировки GPS и по стоянно отслеживают состояние системы.
Каждый спутник системы в составе информаци
онного сообщения постоянно транслирует сведения о своём статусе. Информацию о статусе спутников можно также получить в навигационной сервисной службе Береговой охраны США по телефону (703) 313- 5907 или в Интернете по адресу http://www.navcen. uscg.gov. Помимо этого, такую информацию можно по лучить через систему извещений пилотов (НОТАМов).
Приёмник GPS проверяет целостность (пригод ность) получаемых от спутниковой группировки сиг налов посредством технологии автономного контроля целостности приёмника (АКЦП), что необходимо для обеспечения надлежащего уровня безопасности при навигации. Помимо необходимых для навигации спут ников, функция АКЦП требует видимости ещё одного дополнительного спутника; таким образом, для выпол нения АКЦП приёмнику нужна связь минимум с пя тью спутниками, либо с четырьмя спутниками и баро метрическим высотомером (бароконтроль). Некоторые приёмники способны изолировать ошибочный сиг нал и исключить его использование. Для работы таких приёмников необходимо наличие связи с шестью спут никами (либо с пятью спутниками и высотомером). Технология бароконтроля позволяет проводить про верку целостности сигналов GPS, используя дополни тельный источник информации. Не следует полагаться на данные высоты, полученные от приёмника GPS, по скольку вертикальная ошибка системы может быть весьма значительной. Для выполнения процедуры ба роконтроля в приёмник вводятся текущие показа ния высотомера. Последовательность операций бара контроля описывается в руководстве по эксплуатации устройства GPS.
Форма сообщений АКЦП у разных приёмников мо жет быть различной. Однако можно выделить два ос новных типа этих сообщений: первый тип указывает на то, что приёмник не может установить связь с до статочным числом спутников и проверка целостности сигнала невозможна, второй - что проверка выявила потенциальную ошибку, размер которой превышает
допустимый предел для текущей фазы полёта. Если бортовой приёмник GPS не имеет функции АКЦП, пилот не может быть уверен в точности получаемых от системы данных.
Селективная доступность
Селективная доступность (СД) - это метод предна меренного снижения точности показаний системы GPS с целью исключить применение данных системы во враждебных целях. Использование СД было пре кращено указом президента США начиная с 1 мая 2000 года, однако многие приёмники GPS в своей ра боте исходят из того, что селективная доступность по прежнему действует.
Спутниковая группировка GPS спроектирована та ким образом, что пользователь в любой точке земного шара в любой момент имеет доступ к сигналам как ми нимум пяти спутников. Приёмник, находящийся выше минимального угла возвышения (наименьшего угла над горизонтом, при котором возможно использование системы GPS), в любой момент времени получает сиг налы не менее чем четырёх спутников GPS.
Использование GPS во время полёта по ПВП
Сегодня GРS-навигация стала важным инструмен тальным средством для пилотов, выполняющих по лёты по ПВП. Она повышает точность пилотирования и улучшает осведомлённость в обстановке, одновре менно снижая эксплуатационные расходы за счёт бо лее частого использования прямых маршрутов. Однако, использовать GPS следует с осторожностью, внимательно следя за тем, чтобы пределы возможно стей системы не были превышены.
При полётах по ПВП используются самые разные типы приёмников: от полномасштабных комплексов инструментального пилотирования до навигацион ных систем визуального пилотирования (которые мо гут устанавливаться и в ЛА, пригодных для полётов по ППП) и даже портативных приёмных устройств. В каждом случае пилот должен хорошо представ лять себе ограничения используемого устройства GPS и никогда не полагаться полностью на единственную навигационную систему, какой бы точностью и надёж ностью она ни обладала.
Навигация по данным GPS должна сочетаться с дру гими видами радионавигации, а также с визуальным пилотажем и счислением пути - только в этом случае пилот может быть уверен в правильном следовании по заданному маршруту.
При использовании GPS в полёте по ПВП следует обратить внимание на такие факторы, как наличие у приёмника функции АКЦП, актуальность базы дан ных и расположение антенны.
Функция АКЦП
Многие стационарные GРS-системы визуального пи лотирования и портативные приёмники не обла дают функцией АКЦП. Пользователи таких приёмни ков не получают сообщений о количестве спутников, с которыми установлена связь, или об обнаружении ошибки позиционирования. Использование приём ника без функции АКЦП лишает пилота возможности удостовериться в точности данных, что может приве сти к навигационным ошибкам. В этом случае един ственный способ избежать серьёзного отклонения от намеченного курса - это постоянная сверка пока заний GPS с данными других навигационных средств или расчётных методов.
Многие приёмники допускают обновление вну тренней базы данных, содержащей последние нави гационные сведения, информацию об аэропортах и процедурах контроля пилотажных приборов. При использовании GРS-устройства для пилотирования по ППП нормативные документы предусматривают обязательное обновление базы до последней версии. При полётах по ПВП таких требований нет. Однако во многих случаях информация из базы данных ис пользуется при отображении на индикаторе движу щейся карты с нанесёнными на неё особыми зонами воздушного пространства и другими сведениями опе ративного характера. Если база данных приёмника устарела, предоставляемая им информация может ока заться неточной (например, относительно сегментов воздушного пространства классов В или ограничен ного использования). Нередки случаи, когда пилоты, использующие устройства с устаревшими данными, непреднамеренно попадают в зоны, которых им сле дует избегать. Если ваш приёмник не располагает по следней версией базы данных, не следует полагаться на сведения движущейся карты при принятии важных навигационных решений.
Постоянные изменения вносятся и в параметры
промежуточных навигационных точек. Поэтому при использовании GPS при движении относительно заданного пункта также необходимо использовать по следнюю версию базы данных. При невозможности та кого обновления пилот обязан сверить расположение выбранной промежуточной точки с последними дан ными какого-либо официального источника, например, справочника A/FD, секционной или маршрутной карты. Во многих случаях, при установке бортового обору дования GPS расположение антенны выбирают, исходя из удобства, а не эффективности. При планировании размещения бортовых комплексов GPS для пилотиро вания по ППП необходимо обеспечить для антенны достаточный угол обзора. Следует избегать такого размещения антенны, при котором корпус ЛА может
блокировать угол обзора, что часто приводит к потере навигационного сигнала. В особенности это харак терно для портативных приёмников.
В последнее время популярность переносных приём ников в авиации существенно возросла, особенно среди пилотов-любителей. Обычно, при использовании порта тивного устройства его антенна закрепляется на внеш ней стороне окна кабины с помощью присосок. Этот спо соб очень прост и удобен, но при таком расположении антенны конструкция ЛА часто не позволяет достичь оптимального приёма сигналов от спутников. В некото рых случаях ориентация ЛА относительно спутника мо жет привести к потере навигационного сигнала. Если, к тому же, устройство не снабжено функцией АКЦП, та кие ситуации способны повлечь ошибки в позициони ровании и движении ЛА без ведома пилота.
Хотя использование портативных GРS-приёмников при полётах по ПВП не запрещается правилами, внесе ние любых изменений в конструкцию ЛА, в том числе установка стационарных или наштурвальных систем GPS, регулируется 14 CFR, часть 43. Перед проведе нием подобных работ следует проконсультироваться с техническим специалистом на предмет соответствия указанным нормативным документам.
Рекомендации по использованию GPS при полётах по ПВП
Перед использованием устройства GPS проверьте, имеет ли оно функцию АКЦП. Если возможности кон троля АКЦП отсутствуют, не следует доверять данным GPS, если они не соответствуют визуальной информа ции или координатам, полученным от других радиона вигационных средств либо через счисление пути.
Если ваш приёмник содержит базу данных, про верьте, не устарела ли она. При необходимости обно вите базу до последней версии. Если обновление базы данных невозможно, игнорируйте данные движущейся карты при принятии критических навигационных ре шений. Не забывайте о том, что выбранные на основа нии устаревшей базы промежуточные точки могут по менять расположение или вообще исчезнуть. В любом случае, сверьте данные выбранных промежуточных то чек с последней информацией, содержащейся в таких официальных источниках, как справочник A/FD или секционные аэронавигационные карты.
Хотя портативный приёмник GPS может быть нео ценимым источником полезной информации при по лёте по ПВП, сохраняйте постоянную готовность к возможной потере сигнала (в том числе, без полу чения предупредительного сообщения АКЦП). При установке стационарного бортового оборудования GPS производите работы в соответствии с положени ями 14 CFR, часть 43.
Тщательно планируйте любой полёт. Если навига ция будет проводиться по промежуточным точкам, вводите их параметры в устройство перед полётом, а не во время него. Сверьте параметры полёта с по следней информацией из официального источника (например, с секционной картой). Известны случаи, когда пилоты использовали данные промежуточных точек, введённые в память устройства другими пило тами на основании устаревшей информации. Такие случаи обычно приводят к навигационным ошибкам. Во время полёта как можно меньше находитесь в по ложении с опущенной головой; постоянно следите за воздушным движением, рельефом местности и на земными препятствиями. Всего несколько минут, по траченные на земле на подготовку и планирование по лёта, в воздухе могут иметь решающее значение.
Один из способов сократить время нахождения в по ложении с опущенной головой - хорошо знать способы и средства управления приёмником GPS. Управление большинством приёмников далеко не интуитивно. Необходимо закрепить в памяти назначение кнопок, рукояток и индикаторов, используемых при эксплуа тации приёмника. Некоторые производители предо ставляют пользователям компьютерные обучающие программы и симуляторы для выпускаемых ими при ёмников GPS. Перед использованием устройства в по лёте ознакомьтесь с ним как можно подробнее.
Подводя итоги, можно сказать, что не следует пола гаться на GPS в решении всех навигационных задач в полёте по ПВП. Только стационарный GРS-комплекс, установленный в соответствии с требованиями для по лётов по ППП, может гарантировать абсолютную точ ность и целостность получаемых данных. Удобство и эффективность GРS-устройств несомненны; тем не менее, нельзя забывать, что управлять ЛА в полёте может только пилот, а GPS - не более чем один из ин струментов, помогающих ему в этом.
Промежуточные точки при навигации по ПВП
Промежуточные точки при навигации по ПВП явля ются вспомогательным инструментом, позволяю щим пилоту сохранять осведомлённость в обстановке в процессе визуального пилотирования. Их следует использовать в дополнение к основным навигаци онным процедурам. Промежуточные точки для ПВП применяются: для обеспечения пилота информацией о незнакомом районе полёта; уточнения параметров контрольных пунктов маршрута; облегчения навига ции в зонах воздушного пространства классов В и С, а также в особых зонах воздушного пространства. Пилоты, выполняющие полёт по ПВП, должны руко водствоваться актуальными аэронавигационными картами, выпускаемыми специально для полётов
![]()
по ПВП. При нахождении в зоне аэропорта следует ис пользовать соответствующую схему зоны аэропорта (если таковая имеется в наличии). Использование про межуточных точек не освобождает пилота от обязан ности соблюдать эксплуатационные требования, изло женные в 14 CFR, часть 91.
Названия промежуточных точек для ПВП (для ввода в память вычислителя и планов полёта) состоят из пяти букв и начинаются с букв «VP». Эти названия не предназначаются для голосовых коммуникаций и не используются во время сеансов связи со службой УВД. Для обозначения изолированных промежуточных точек на навигационных картах для полётов по ПВП применяется то же обозначение (звезда с четырьмя лу чами), что и на картах для ППП. Промежуточная точка, снабжённая визуальным ориентиром, обозначается на карте пурпурным флажком. Названия таких проме жуточных точек пригодно для голосовых коммуника ций и может использоваться в сеансах связи со служ бой УВД. Название промежуточной точки для ПВП указывается на картах в скобках рядом с её географи ческим местоположением. Координаты всех проме жуточных точек для ПВП содержатся в региональных справочниках A/FD.
При подготовке плана полёта по ПВП для регистра ции включите в него пятибуквенные наименования всех промежуточных точек, в которых предполагается изменение курса или которые используются в качестве контрольных (для определения выбранного маршрута полёта). Использовать промежуточные точки для ПВП следует только и исключительно при полётах по ПВП.
Координаты всех выбранных промежуточных точек должны быть введены в память приёмника до начала полёта. Находясь в воздухе, следует избегать выпол нения процедур программирования маршрута или введения координат промежуточных точек в па мять приёмника.
При приближении к промежуточной точке для ПВП следует особенно внимательно следить за воздушным движением. Районы вблизи промежуточных точек для ПВП представляют такую же опасность в связи с ин тенсивным воздушным движением, как и зоны стан ций VOR и NDB. Фактически, повышение точности на вигации, связанное с распространением GРS-средств, требует от пилотов ещё большей бдительности, по скольку случаи отклонения от курса становятся бо лее редкими. Находясь вблизи контрольной точки для ПВП, обратитесь за информацией к службе УВД рай она, даже если требования к классу воздушного про странства не требуют этого в обязательном порядке. Вне зависимости от класса воздушного пространства, непрерывно отслеживайте радиочастоту службы УВД на предмет получения сведений о других воздушных
судах в этом районе. Рекомендуется также при при ближении к контрольной точке включить посадочные огни, делая ЛА более заметным для других пилотов, особенно при сниженной видимости.
Порядок действий при потере ориентации
Потеря ориентации во время полёта несёт серьёзную потенциальную опасность - особенно при малом за пасе топлива. Пилот, потерявший ориентацию, дол жен выполнить несколько простых процедур. Если в пределах видимости нет городов или других насе лённых пунктов, необходимо немедленно набрать вы соту, внимательно следя за воздушным движением и погодными условиями. С увеличением высоты даль ность действия радиосвязи и навигационных средств растёт, а также расширяется зона охвата РЛС. При по лёте вблизи города или иного населённого пункта, иногда возможно прочесть его название на водона порной башне.
Если ЛА оснащён радионавигационными сред ствами, например, приёмником VOR или ADF, можно определить местоположение ЛА по пеленгу на две или более навигационные станции. При наличии борто вого оборудования GPS или портативного приёмника, можно использовать их для определения координат ЛА и местоположения ближайшего аэропорта.
Следует попробовать связаться с любой доступной станцией службы УВД, используя частоты, указанные на секционной карте. Если удастся установить связь с диспетчером, он может сообщить параметры ради олокационного пеленга. Помощь в ориентировании могут предоставить и другие авиационные службы. В этом случае диспетчер даст пилоту указание нажать кнопку передатчика и удерживать её в таком состоя нии несколько секунд. Диспетчер может также дать пилоту распоряжение совершить несколько манёвров, а затем повторить операцию. Это даст диспетчеру ин формацию, необходимую для определения положе ния ЛА, и позволит сообщить пилоту пеленг на бли жайшую наземную станцию. Если ситуация станет угрожающей, передайте сообщение на аварийной частоте 121.5 МГц, а затем установите транспондер на 7700. Многие наземные станции и даже экипажи авиалайнеров отслеживают сообщения на аварий ной частоте.
Отклонение от маршрута полёта
Необходимо быть готовым к ситуации, когда следова ние в запланированный пункт назначения станет невоз можным. Это может произойти из-за непредсказуемых изменений в погодных условиях, отказа бортовых си стем или неправильного планирования полёта. Так или иначе, пилоту необходимо выбрать альтернативный
маршрут и обеспечить безопасное и эффективное сле дование по нему. Перед выполнением любого маршрут ного полёта сверьтесь с аэронавигационными картами и уточните расположение аэропортов или подходящих посадочных площадок по пути следования или вблизи него. Определите навигационные средства, которые можно будет использовать при необходимости откло ниться от намеченного маршрута.
Для расчёта курса, времени в полёте, скорости и рас стояния необходимо пользоваться теми же методами, которые применяются при предполётном планирова нии. Однако в силу ограниченного пространства в ка бине пилота, а также поскольку расчёты придётся со вмещать с управлением ЛА и слежением за воздушным движением, по возможности упростите и сократите процедуры вычислений.
Во время полёта вам вряд ли удастся начертить курс на секционной карте или замерить расстояния между контрольными точками. Более того, тот факт, что аль тернативный аэропорт обычно находится недалеко от первоначального маршрута, позволяет обойтись без точной прокладки курса.
Альтернативный курс можно измерить с помо щью протрактора или транспортира, но можно также определить его приближённо, используя угольник и компасную розу, изображаемую на картах возле станций VOR. Оценку курса можно произвести на ос новании азимута на ближайшую станцию VOR или
по воздушной трассе, пролегающей параллельно аль тернативному маршруту. Следует помнить, что маг нитное направление, соответствующее азимуту VOR или воздушной трассе, направлено в сторону от стан ции. Курс на станцию будет противоположен указан ному магнитному направлению. Обычно проще всего определить курс на альтернативный аэропорт, кото рый имеет собственную станцию VOR или NDB.
После выбора альтернативного пункта назначения приближённо оцените его магнитный азимут, исполь зуя компасную розу или воздушную трассу на секци онной карте. Если есть такая возможность, начните отклонение от первоначального маршрута в замет ном наземном пункте или участке рельефа. В экстрен ных случаях следует немедленно начинать движение по альтернативному маршруту. Попытки провести все измерения и расчёты до перехода на альтернативный маршрут могут только усугубить ситуацию.
Начав движение по новому маршруту, заметьте время и рассчитайте направление и ПС, используя па раметры верховых ветров в ближайшей к вам точке. Вычислив значение ПС, определите новое время при бытия в пункт назначения и расход топлива. Проводя расчёты, уделяйте основное время управлению ЛА и контролю воздушного движения. При определении высоты полёта по новому маршруту учитывайте вы соту нижней кромки облачности, рельеф местности и качество приёма радиосигнала.

Авиамедицинс1<ие фа1<торы
![]()
Пилот должен представлять себе стандарты физической и психической нагрузок, возникающих во время вы полняемого им полёта. В настоящей главе содержится информация о порядке медицинского освидетельство вания и о различных авиамедицинских факторах, имею щих отношение к лётной деятельности.
Прохождение медицинского освидетельствования
В большинстве случаев для осуществления прав, пре доставляемых пилоту лётной лицензией, необходимо пройти освидетельствование врачебной комиссии и получить медицинское заключение (сертификат). Для получения допуска к пилотированию планёров и не управляемых аэростатов медицинское заключение не требуется. Согласно положениям FAA, пилотам со спортивной лицензией для допуска к полётам доста точно иметь действующие водительские права госу дарственного образца.
Для получения медицинского заключения (сер тификата) необходимо пройти освидетельствова ние врачебно-лётной экспертной комиссии (ВЛЭК). Медицинские сертификаты бывают трёх классов - в зависимости от типа ЛА, для полёта на котором лицен зирован тот или иной пилот.
Медицинский сертификат третьего класса необхо дим для получения любительской лицензии пилотиро вания (RPL) или лицензии частного пилота (PPL). Если возраст пилота не превышает 40 лет, такой сертификат действителен в течение трёхлет; в противном случае - в течение двух лет. Пилотам с коммерческой лётной лицензией (CPL) необходим медицинский сертификат как минимум второго класса, который действителен в течение одного года. Медицинский сертификат пер вого класса необходим пилотам авиалиний (лицензия ATPL), он дейс.твителен в течение шести месяцев.
Чем выше класс сертификата, тем серьёзнее меди цинские стандарты, которым должен соответство вать пилот. Пилот, получивший медицинский сер тификат более высокого класса, также соответствует требованиям сертификата(ов) более низких классов. Поскольку класс сертификата имеет значение только в связи с правами, которые даются пилоту тем или иным видом лицензии, медицинский сертификат первого класса действует один год в случае коммерческой лёт ной лицензии либо два или три года (в зависимости от
возраста) - в случае лицензий RPL и PPL. То же самое справедливо и для медицинского сертификата второго класса. Стандарты медицинской сертификации опре делены разделом 14 Кодекса федеральных норматив ных документов FAA (14 CFR, часть 67), а порядок по лучения медицинских сертификатов устанавливается в 14 CFR, часть 61.
Студенты лётных школ, имеющие ограничения фи зического характера, такие, как нарушения зрения или слуха либо ампутированные конечности, могут получить медицинский сертификат, предоставляю щий им только права пилота-студента и действитель ный только на время обучения лётному мастерству. Пилотам с ограничениями физического характера мо жет потребоваться установка в ЛА специального обо рудования, например, органов ручного управления для пилотов с параличом нижней части тела. Некоторые физические ограничения требует внесения особых условий в медицинский сертификат пилота;.так, при нарушениях слуха вносится условие «недействителен при полётах с использованием радиосвязи». После того, как студент продемонстрировал наличие необходимых знаний и опыта, а также способность эксплуатировать ЛА с надлежащим уровнем безопасности, он может по лучить допуск к полётам, «несмотря на ограничения в состоянии здоровья» (statement of demonstrated aЬility, SODA). Этот допуск действует при условии, что состоя ние здоровья пилота не ухудшается.
Медицинские и физиологические факторы, влияющие на работоспособность пилота
Физиология организма и здоровье пилота непосред ственно определяют эффективность его действий в процессе пилотирования ЛА. Влияние многих меди цинских и физиологических факторов невелико, но некоторые требуют особенного внимания, поскольку от них прямо зависит безопасность полёта. В опре делённых случаях физиологические факторы могут стать основными или сопутствующими причинами авиационных происшествий. К важнейшим меди цинским факторам, о которых должен знать пилот, относятся кислородное голодание (гипоксия), пере насыщение лёгких кислородом (гипервентиляция), поражения среднего уха и синуса, пространственная дезориентация, воздушная болезнь (болезнь движе ния), отравление угарным газом, стресс и утомление,
обезвоживание и тепловой удар. Следует учитывать и такие факторы, как влияние на организм алкоголя и наркотиков, острое беспокойство и избыток в крови азота после подводного плавания с аквалангом.
Кислородное голодание (гипоксия)
Термин «гипоксия» означает «пониженный кислород» или «нехватка кислорода». Хотя лишение притока кислорода в течение достаточно долгого времени спо собно привести к отмиранию любой ткани организма, наиболее опасным является недостаточный приток кислорода к мозгу, поскольку он особенно чувствите лен к гипоксии. Любое нарушение ментальной функ ции в полёте чревато совершением ошибок, угрожаю щих жизни экипажа и пассажиров воздушного судна. Гипоксия может быть вызвана такими факторами, как недостаточное поступление кислорода, неисправность кислородных приборов и неспособность тканей орга низма усваивать кислород. Формы, в которых проявля ется гипоксия, определяются причинами её возникно вения: гипоксическая гипоксия, гемическая гипоксия, застойная гипоксия и гистотоксическая гипоксия.
Гипоксическая гипоксия
Гипоксическая гипоксия является результатом недо статочного поступления кислорода в организм в целом. Наиболее распространённые случаи прекращения по ступления кислорода к лёгким - когда человек тонет или его дыхательные пути блокированы. В авиации кислородное голодание обычно связано с падением парциального давления кислорода на больших высо тах. Поскольку процентное содержание кислорода в ат мосфере постоянно, его парциальное давление падает пропорционально падению атмосферного давления. По мере движения вверх, удельное количество каждого газа в атмосфере не меняется, но количество молекул, попадающих в дыхательный аппарат человека, посто янно падает. Это снижение количества молекул кисло рода может привести к гипоксической гипоксии.
Гемическая гипоксия
Гемическая (или кровяная) гипоксия возникает, когда кровь теряет способность обеспечивать клетки тела достаточным количеством кислорода. Слово «геми ческий» происходит от греческих слов, буквально оз начающих «мало крови». Этот тип гипоксии является результатом нехватки кислорода в крови (а не вдыха емого кислорода) и может быть вызван различными факторами, например, падением количества крови в организме (при сильной кровопотере) или некоторыми
болезнями крови, прежде всего, анемией (малокро вием). Очень часто гемическая гипоксия возникает из-за того, что гемоглобин, содержащийся в крови бе лок, который и является переносчиком кислорода, ока зывается химически неспособным связывать молекулы кислорода. Наиболее распространённая форма гемиче ской гипоксии - это отравление углекислым газом.
Гемическая гипоксия может также быть вызвана кро вопотерей при сдаче донорской крови. На восполнение необходимого количества крови в организме после её сдачи может уйти несколько недель. Хотя на уровне земли влияние кровопотери на самочувствие пилота может быть почти незаметным, подниматься в воздух в этот период не рекомендуется.
Застойная гипоксия
Застойная гипоксия (ишемия) возникает, когда обо гащённая кислородом кровь по тем или иным причи нам не движется от лёгких к тканям, нуждающимся в нём. Одно из проявлений застойной гипоксии - «зате кание» руки или ноги, когда приток к крови к ним на некоторое время прекращается. Такая гипоксия может быть вызвана шоком, сердечной недостаточностью или спазмом артерии. Во время полёта застойная гипоксия иногда возникает при сильной перегрузке. Низкая тем пература также способна ослабить циркуляцию и сни зить поступление крови к тканям до опасного уровня.
Гистотоксическая гипоксия
Под гистотоксической гипоксией понимают неспо собность клеток организма воспринимать принесён ный кровью кислород. Слово «гисто» переводится как
«ткань»или «клетка», а «токсический»означает «отрав ленный». При этой форме гипоксии кислород поступает к клеткам в достаточном количестве, но они не могут его использовать. Расстройство «клеточного дыхания» может быть вызвано употреблением алкоголя, нарко тических или отравляющих веществ. Исследования показали, что употребление одной унции (чуть менее 30 г) алкоголя соответствует увеличению физиологи ческой высоты более чем на 600 м.
Симптомы гипоксии
При полёте на больших высотах всегда есть опасность возникновения гипоксии. Кислородное голодание крайне отрицательно влияет на работу мозга и дру гих жизненно важных органов человека и может при вести к необратимым изменениям в них. Первыми симптомами, свидетельствующими о наступлении гипоксии, часто являются эйфория и необъяснимое
чувство беззаботности. По мере дальнейшего разви тия кислородного голодания падает мышечный тонус и снижается координация движений. У различных лю дей гипоксия протекает по-разному, но наиболее часто встречаются следующие симптомы:
синюшность (посинение ногтей и губ);
головная боль;
снижение скорости реакции;
помутнение сознания;
эйфория;
нарушение зрения;
сонливость;
головокружение;
покалывание в пальцах рук и ног;
онемение конечностей.
При усилении гипоксии сужается поле обзора и воз никают затруднения с чтением показаний приборов. Даже при наличии всех этих симптомов, под воздей ствием гипоксии у пилота может возникать ложное ощущение безопасности, ошибочная уверенность в том, что всё идёт нормально. Для борьбы с кисло родным толоданием необходимо как можно быстрее уменьшить высоту полёта и/или воспользоваться вспо
Высота | Резервное время активного сознания |
14 км над СУМ | 9-15 секунд |
12 км над СУМ | 15-20секунд |
11 км над СУМ | 30-БОсекунд |
9 км над СУМ | 1-2 минут |
8,5 км над СУМ | 2-3 минут |
7,5кмнад СУМ | 3-5 минут |
6,5 км над СУМ | 5-10 минут |
6 км над СУМ | 30 минут или более |
![]()
Рис. 16-1. Резервное время активного сознания.
неприятные симптомы, которые могут вызвать тревогу у неинформированного пилота. В подобных случаях увеличение частоты дыхания и нервозность ещё более усугубляют ситуацию. Гипервентиляция может при вести к потере сознания - как защитный механизм дыхательного аппарата, имеющий целью восстановить контроль над дыханием.
Пилоты, неожиданно оказавшиеся в сложной, вы зывающей стресс ситуации, иногда подсознательно
могательным кислородным оборудованием.
Влиянию гипоксии подвержены все пилоты, вне за висимости от их физической выносливости или тре нированности. При выполнении высотных полётов использование кислородного оборудования является обязательным. Крайне важным является такой по казатель, как «резервное время активного сознания». Он устанавливает максимальный временной про межуток, в течение которого пилот должен принять рациональные решения в целях спасения жизни (своей и пассажиров) и обеспечить их выполнение на задан ной высоте без кислородного оборудования. На вы сотах более 3 км симптомы гипоксии резко усилива ются, а время активного сознания быстро сокращается (рис. 16-1)..
Поскольку симптомы гипоксии у каждого человека проявляются индивидуально, крайне полезно пона блюдать её воздействие на других и испытать на себе во время «полёта» в высотной барокамере.
Перенасыщение лёгких кислородом (гипервентиляция)
Гипервентиляцией называют усиление частоты и глу бины дыхания, приводящее к избыточному выделению углекислого газа из крови. Пилоты недооценивают опасность гипервентиляции, а между тем во время полёта она возникает гораздо чаще, чем принято по лагать. Перенасыщение кислородом редко приводит к полной потере дееспособности, однако вызывает
увеличивают частоту дыхания. Во время полёта на больших высотах (как с использованием кислородного оборудования, так и без него) пилот может (незаметно для самого себя) начать дышать с большей частотой, что также способно привести к гипервентиляции.
По своим симптомам гипервентиляция во многом сходна с гипоксией, поэтому важно уметь различать эти состояния и знать меры по преодолению каждого из них. Если вы используете вспомогательное кислород ное оборудование, проверьте его работоспособность и интенсивность подачи кислорода. Так вы убедитесь, что появившиеся симптомы не связаны с гипоксией. К наиболее часто возникающим симптомам гипервенти ляции относятся:
нарушение зрения;
потеря сознания;
головокружение;
покалывание в конечностях;
чувство жара или холода;
мышечные спазмы.
Для борьбы с гипервентиляцией необходимо восста новить нормальный уровень углекислого газа в крови. Дыхание с нормальной глубиной и частотой - луч шая профилактическая мера и лучший способ борьбы с гипервентиляцией. Помимо снижения чистоты дыхания, для преодоления гипервентиляции реко мендуется в течение некоторого времени дышать в бумажный пакет или говорить вслух. После возвра щение в обычный режим дыхания симптомы обычно быстро исчезают.
Поражения среднего уха и синуса
Во время снижения и набора высоты газы, находящи еся в различных полостях тела, расширяются вслед ствие разницы между давлениями воздуха снаружи и внутри тела. Если выход расширившегося газа забло кирован или затруднён, в полости растёт давление, что вызывает боль. Именно расширением не имею щего выхода газа объясняется боль в ушах и синусах (придаточных пазухах носа), а также временное нару шение слуха, которое часто возникает при пикирова нии и кабрировании.
Среднее ухо - это небольшая полость в височной кости черепа. От канала внешнего уха его отделяет барабанная перепонка. Разница давлений внутри и снаружи среднего уха выравнивается с помощью так называемой евстахиевой трубы, которая связывает внутреннюю часть каждого уха с носоглоткой. Обычно эти трубы закрыты, но во время жевания, глотания или зевания приоткрываются, выравнивая давление. Даже незначительная разница между давлением внутри и снаружи барабанной перепонки может вызвать дис комфорт (рис. 16-2).
Во время набора высоты давление воздуха в среднем ухе превышает давление в наружном канале уха, из-за чего барабанная перепонка выгибается наружу. Это из менение выражается в том, что уши попеременно то
«закладывает», то они «прочищаются».

Слуховой канал Носоглотка
Евстахиева труба
Во время снижения происходит обратный процесс. Давление воздуха в наружном канале уха увеличива ется и оказывается выше давления в полости среднего уха, установившегося на большей высоте. В результате барабанная перепонка выгибается внутрь. Устранить этот эффект труднее, чем предыдущий, поскольку
![]()
Рис. 16-2. Евстахиеватруба уравнивает наружное давление
и давление в среднем ухе.
из-за образующегося разрежения стенки евстахие вой трубы сужаются. Для того, чтобы облегчить боль и избежать временного ухудшения слуха, необходимо зажать ноздри, закрыть рот, сжать губы и медленно и осторожно выдохнуть, не надувая щёк. Поскольку нос и рот закрыты, это приведёт к повышению давления в носоглотке, и воздух через евстахиеву трубу начнёт поступать в среднее ухо. Если у пилота простуда, уш ная инфекция или больное горло, попытки уравнять давление в ушах могут не увенчаться успехом. Полёт в таком состоянии может сопровождаться сильными болями, а также чреват повреждением барабанных перепонок. При небольшой заложенности носа такие лекарства как капли для носа или назальный спрей могут снизить риск «закладывания» ушей и облегчить боль. Перед использованием каких-либо лекарств обя зательно проконсультируйтесь с врачом-экспертом и удостоверьтесь, что это не окажет отрицательного воз действия на функционирование вашего организма во время полёта.
Аналогичным образом, давление воздуха в синусах
уравнивается с давлением в кабине пилотов через не большие отверстия, соединяющие синусы с носовыми каналами. Инфекции верхних дыхательных путей, например, грипп или синусит, а также связанная с но соглоткой аллергическая реакция могут вызвать сли зистые выделения, которые затруднят выравнивание давлений. При росте разницы давлений в синусах и ка бине пилотов выделения могут полностью закупорить отверстия. Эта так называемая «синоаурикулярная блокада» чаще всего происходит во время снижения. Для облегчения связанных с ней болей можно снизить скорость снижения. Синоаурикулярная блокада может возникать в лобных синусах, расположенных над каж дой из бровей, или в верхнечелюстных, располагаю щихся в верхней части каждой щеки. Блокада обычно вызывает мучительную боль в области синуса. Блокада верхнечелюстного синуса может также вызвать боль в верхних зубах. Возможно выделение кровавой слизи из носовых каналов.
Чтобы избежать синоаурикулярной блокады, не обходимо воздерживаться от полётов при инфекциях верхних дыхательных путей или носовых аллергиче ских реакциях. Противозастойные средства (спреи или капли), уменьшающие отёк слизистой верхних дыха тельных путей, обычно не могут обеспечить достаточ ной защиты от блокады синусов в полёте. Оральные противозастойные средства также часто имеют побоч ные эффекты, которые могут негативно повлиять на функционирование организма во время полёта. Если синоаурикулярная блокада не проходит в течение до статочно длительного времени после посадки, необхо димо проконсультироваться у врача.
Пространственная дезориентация и сенсорные иллюзии
Пространственной дезориентацией называют потерю пилотом способности правильно воспринимать про странственное положение ЛА, высоту его полёта или движение в пространстве. Для определения своего положения в пространстве тело использует сочетание трёх сенсорных систем, функционирующих как еди ный комплекс.
Вестибулярная система - расположенные в сред нем ухе органы, которые обеспечивают восприя тие положение тела и поддержание его равновесия в пространстве.
Соматосенсорная система - совокупность не рвов в коже, мышцах и суставах, которые отве чают за контроль пространственного положения частей тела между собой. Восприятие положения тела основывается на ощущении гравитации, осязании и слухе.
Визуальная система - глаза, которые восприни мают положение тела на основе получаемой визу альной информации.

Ампула полукружного канала
Полукружные каналы
Полукружные каналы расположены примерно под прямым углом друг к другу - вдоль осей крена, рыскания и тангажа.
Вестибулярный нерв
Все эти данные поступают в мозг и, в обычных усло виях, представляют собой три согласованных потока информации, позволяющие однозначно определить, где тело находится и как движется. В полёте эти си стемы иногда начинают направлять в мозг взаимно противоречивые сигналы, что приводит к дезориента ции. Во время полёта в простых метеоусловиях (ПМУ) глаза являются главным источником ориентационной информации, в противовес ложным сигналам других сенсорных систем. Когда визуальные ориентиры от сутствуют, как, например, во время полёта в сложных
метеоусловиях (СМУ), в мозг поступают ложные и вза имно противоречивые сигналы, что может привести к быстрой потере пространственной ориентации.
Вестибулярная система внутреннего уха позволяет пилоту воспринимать движение тела и определять его положение относительно окружающих предметов. Как в левом, так и в правом внутреннем ухе имеются три полукружных канала, располагающиеся прибли зительно под прямыми углами друг к другу (рис. 16-3). Каналы наполнены жидкостью и содержат участки, покрытые тончайшими чувствительными волосками. При ускорении в любую стороны чувствительные воло ски отклоняются, раздражая нервные окончания, ко торые посылают импульсы в головной мозг. Сигналы нервных окончаний проходят через вестибулярный нерв, соединяющий овальный и сферический ме шочки вестибулярного лабиринта и полукружные каналы с головным мозгом, который анализирует поступающую информацию.
Соматосенсорная система передаёт в мозг сигналы, поступающие от кожи, суставов и мышц. При обрабоке головным мозгом эти сигналы соотносятся с гравита ционным полем Земли и определяют позу человека. При любом движении информация о положении тела обновляется. В ходе «инстинктивного» полёта без ви зуальных ориентиров пилот руководствуется, главным образом, именно сигналами соматосенсорной системы. В сочетании с данными визуальной и вестибулярной систем, эти сигналы можно считать достаточно надёж ными. Однако, ощущая ускорение, тело человека не способно определить, вызвано ли оно гравитацией или маневрами ЛА. Это может привести к сенсорным иллюзиям и ошибкам в восприятии положения и движений ЛА.
Рис. 16-3. Полукружные каналы располагаются в трёх плоскостях пространства и воспринимают движения крена, тангажа и рыскания.

Нет ощущек,й.
Начало поворота.
ДвИжущая<:s! ЖИДКОСТЬ отклоняет волоски. Ощущение поворота.
Поворот с ПOCТO!IIIIIOЙ
скоростью.
ЖИдкость движется с той же
скоростью, что и сrенки канала.
СЩущек1йнет.
Поворот прекраJИЛСil,
ЖИдкость 01КЛОНЯ0Т ВО1ЮСКМ
в обраrном IЯ!равлении.
Ощущ:зние поворота
в обраrном нз,равлении.
Рис. 16-4. Ощущения человека при возникновении углового ускорения.
В простых полётных условиях, при прямой видимо сти горизонта и земли, сенсорная система внутреннего уха позволяет правильно определить, осуществляет ли ЛА движения тангажа, крена или рыскания. Когда ви зуальный контакт с горизонтом потерян, информация вестибулярной системы перестаёт быть надёжной. В отсутствие визуальных ориентиров за пределами ЛА, возникает множество ситуаций, когда сочетание нормальных движений и сил способно вызвать убеди тельные сенсорные иллюзии, которые чрезвычайно трудно преодолеть.
Для предотвращения возникновения сенсорных ил люзий лучше всего вообще не попадать в подобные ситуации. Пилотам, которые не прошли серьёзной подготовки к полётам по приборам, следует избегать подниматься в воздух в условиях сниженной види мости или в ночное время, когда горизонт невидим. Подверженность сенсорным иллюзиям можно снизить путём тренировок, в ходе которых пилот учится не до верять собственным ощущениям и полагаться исклю чительно на показания приборов.
Вестибулярные иллюзии
Иллюзия ложного крена
Иллюзия ложного крена может возникнуть, когда вход в крен (например, левый) происходит слишком мед ленно, чтобы привести в движение жидкость в полу кружных каналах внутреннего уха, отвечающих за реакцию на движение крена (рис. 16-4). При резком выходе из положения крена жидкость приходит в дви жение, что вызывает иллюзию входа в правый крен. Потерявший ориентацию пилот может ошибочно вер нуть ЛА в первоначальное положение левого крена, или, если горизонтальное положение ЛА сохранится, ощутит потребность отклонить тело от вертикали до тех пор, пока иллюзия не исчезнет.
Кориолисова иллюзия
Кориолисова иллюзия возникает, когда ЛА находится в режиме непрерывного разворота достаточно долго, чтобы жидкость в ушных каналах пилота начала дви гаться с той же скоростью, что и канал. В таком случае, движение головы в другой плоскости (например, чтобы посмотреть вбок) может привести жидкость в движе ние и создать иллюзию поворота или ускорения вдоль совершенно другой оси. При этом у пилота возникает ощущение, что ЛА выполняет некий манёвр, хотя в дей ствительности этого не происходит. Потеря пилотом ориентации и его попытки выйти из несуществующего манёвра могут привести к серьёзным угрозам для без опасности полёта.
По этой причине важно выработать привычку смо треть на приборы панели управления, не поворачивая головы. Необходимо также соблюдать осторожность при обращении с картами и другими предметами в ка бине пилотов - если что-то упало на пол, нужно ста раться поднять предмет, не поворачивая головы.
Смертельная спираль
Как и в случае других иллюзий, во время продолжи тельного координированного разворота с постоянной скоростью у пилота возникает ошибочное ощущение, что движение прекратилось. При выходе из разворота в горизонтальный полёт пилот испытывает иллюзию поворота в противоположном направлении. Стремясь компенсировать это кажущееся движение, пилот мо жет возобновить поворот. Если пилот во время раз ворота не компенсирует потерю подъёмной силы, ЛА начинает терять высоту. Пилот может заметить начав шееся снижение. В отсутствие какой-либо сенсорной информации о происходящем повороте у пилота возни кает иллюзия прямолинейного снижения. В попытке
набрать высоту или прекратить снижение пилот берёт на себя рычаг руля высоты. Это действие приводит к уменьшению радиуса разворота и увеличивает ско рость снижения, переводя ЛА в режим, который назы вается «смертельной спиралью» (рис. 16-5). Иллюзия смертельной спирали может привести к тому, что пи лот полностью утратит контроль над ЛА.
Соматофавическая иллюзия
Быстрое ускорение (как, например, во время взлёта) раздражает отолитовые органы на стенках мешочков преддверий ушного лабиринта таким же образом, как наклон головы вперёд. При этом возникает соматофави ческая иллюзия, ошибочно сигнализирующая пилоту о входе ЛА в положение «с поднятым носом» (положение кабрирования), особенно если при этом отсутствуют визуальные ориентиры. Потеряв пространственную ориентацию, пилот может перевести ЛА в положе ние пикирования. Резкое замедление при внезапном сбросе газа приводит к обратному эффекту, когда дезо риентированный пилот переводит ЛА в положение ка брирования (что может привести к сваливанию).
Иллюзия перевёрнутого полёта
При резком переходе от набора высоты к установив шемуся прямолинейному полёту раздражение ото литовых органов может вызвать ощущение полёта
«вниз головой», или иллюзию перевёрнутого полёта. Дезориентированный пилот может резко отдать рычаг руля высоты от себя, стремясь перевести ЛА в режим пикирования (что иногда только усиливает иллюзию).
Иллюзия «лифта»
При резком, направленном вертикально вверх ускоре нии (что происходит, например, при попадании ЛА в восходящий поток) раздражение отолитовых органов может вызвать ощущение перехода ЛА в положение кабрирования. Это называется иллюзией «лифта». Потерявший ориентацию пилот может перевести ЛА в положение пикирования. Резкое ускорение вниз (при попадании в нисходящий поток) приводит к об ратному эффекту, когда пилот переводит ЛА в поло жение кабрирования.
Зрительные иллюзии
Зрительные иллюзии во время полёта особенно опасны, поскольку человек в наибольшей степени до веряет своему зрению. Два вида иллюзий, ведущих к потере пространственной ориентации, затрагивают

Рис. 16-5. Смертельная спираль.
только визуальную систему человека: ложный гори зонт и аутокинез.
Ложный горизонт
Облачный фронт с наклонной кромкой, скрытый рас положенными впереди объектами горизонт, северное сияние, ночное небо со звёздами и наземными огнями могут создать зрительное искажение, называемое
«ложным горизонтом», из-за которого пилот непра вильно воспринимает положение ЛА относительно естественного горизонта. Дезориентированный пилот непроизвольно вводит самолёт в крен, что может пред ставлять угрозу безопасности полёта.
Аутокинез
Если достаточно долго смотреть на неподвижный ис точник света на тёмном фоне (например, ночью), воз никает ощущение, что этот источник движется. Эта зрительная иллюзия называется аутокинезом. Пилот, ориентирующийся по огням, которые он ошибочно воспринимает как движущиеся, может потерять кон троль над ЛА.
Положение тела пилота
Постуральная система - это совокупность органов тела человека, объединённых задачей сохранения позы. Нервные окончания кожи, суставов и мышц по сылают в головной мозг сигналы, которые позволяют анализировать положение частей тела в гравитаци онном поле Земли. Этими сигналами контролиру ется процесс сохранения положения тела (позы). При каждом движении мозг обновляет информацию о по ложении тела. В время «инстинктивного» полёта без


Горизонтальное скольжение
Координированный поворот
Внешнее скольжение
Выход из пикирования

Некоординированный поворот
Торможение, скольжение и некоординированные повороты ощущаются одинаково. Пилоты чувствуют действие силы, толкающей их вбок.
Рис. 16-6. Ощущения, вызванные центробежной силой.
визуальных ориентиров пилот основывается, главным образом, именно на этих сигналах. В сочетании с дан ными визуальной и вестибулярной систем, эти сиг налы можно считать достаточно надёжными. Однако, во время полёта иногда происходят ситуации, когда связанные с ускорением силы превосходят силу тяже сти, и в этих случаях могут возникать множественные сенсорные иллюзии (рис. 16-6). Такое случается, на пример, во время некоординированных поворотов, разворотов с набором высоты или попадания в область турбулентности.
Демонстрация пространственной дезориентации
Существует достаточно много контролируемых манёв ров, которые пилот может выполнить во время полёта, чтобы ощутить на себе воздействие пространственной дезориентации. Любое ложное ощущение, возникаю щее во время одного из таких манёвров, можно считать эффективной демонстрацией дезориентации. Поэтому, даже если при том или ином манёвре не возникает ни каких ощущений, это также является проявлением де зориентации, поскольку иллюстрирует неспособность сенсорных органов пилота сигнализировать о крене или повороте. Демонстрация этих манёвров пресле дует несколько целей.
Пилот на практике получает представление о том, насколько сенсорные системы человека подвер жены пространственной дезориентации.
Пилот узнаёт, что решения, принимающиеся в по лёте на основании собственных ощущений, часто бывают неправильными.
Пилот учится избегать дезориентации или сни жать её интенсивность, лучше понимая связь между движением ПА и положением частей его тела (прежде всего, головы).
Пилот привыкает при оценке положения ЛА в воз духе в большей степени полагаться на показания бортовых приборов.
Описанные ниже манёвры нельзя выполнять на ма лой высоте или в отсутствие пилота-инструктора или дублирующего пилота.
Набор высоты при ускорении
Во время установившегося прямолинейного полёта пилот закрывает глаза, а пилот-инструктор в течение нескольких секунд сохраняет скорость постоянной, а затем ускоряется, не меняя высоты. Во время этого манёвра, при полном отсутствии визуальных ориен тиров, у пилота обычно возникает иллюзия, что ЛА набирает высоту.
Набор высоты во время поворота
Во время установившегося прямолинейного полёта пилот закрывает глаза, а пилот-инструктор выполняет относительно медленный вход в хорошо координиро ванный поворот на 90° с положительной перегрузкой примерно l,Sg (крен примерно 50°). В ходе поворота, при отсутствии визуальных ориентиров и под воздей ствием небольшой положительной перегрузки, обычно возникает иллюзия набора высоты. При возникнове нии ощущения набора высоты пилот немедленно от крывает глаза и видит, что медленный координирован ный поворот воспринимается сенсорными органами так же, как набор высоты.
Пикирование во время поворота
Повторяется предыдущий манёвр, с тем отличием, что глаза пилота остаются закрытыми до момента, когда выход из поворота выполнен примерно наполо вину. В этом случае обычно возникает иллюзия, что ЛА пикирует.
Наклоны вправо или влево
Во время установившегося прямолинейного полёта пилот закрывает глаза, а пилот-инструктор выполняет лёгкое или умеренное внешнее скольжение влево без крена. При этом возникает иллюзия, что тело наклоня ется вправо.
Обратное движение
Эта иллюзия может быть продемонстрирована в любой из трёх плоскостей движения. Во время установивше гося прямолинейного полёта пилот закрывает глаза, а пилот-инструктор мягко вводит ЛА в крен примерно 45°, сохраняя при этом направление и положение по тангажу. При этом возникает сильное ощущение вра щения в противоположном направлении. Почувствовав воздействие этой иллюзии, пилот открывает глаза и удостоверяется, что ЛА находится в положении крена.
Пикирование или крен за пределами вертикальной плоскости
Этот манёвр может вызвать чрезвычайно сильную дезориентацию. Во время установившегося прямоли нейного полёта пилот сидит в обычной позе либо с за крытыми глазами, либо взгляд направлен в пол. Пилот инструктор начинает выполнять координированный крен с углом 30°-40°. В это время пилот наклоняет го лову вперёд, смотрит вправо или влево, затем немед ленно возвращается в первоначальную позу. Манёвр
необходимо выполнять таким образом, чтобы крен прекратился в тот момент, когда пилот снова выпрямит голову. При этом обычно возникает сильнейшая дезо риентация, и у пилота появляется ощущение падения вниз в направлении крена.
В приведённом описании манёвр выполняет пилот инструктор, но демонстрация оказывается не менее эффективной, если управлять ЛА будет сам пилот. Пилот закрывает глаза и наклоняет голову вправо или влево. Пилот-инструктор подаёт пилоту команды, ка кие именно управляющие действия ему следует выпол нять. Затем пилот пытается выполнить эти действия с закрытыми глазами и наклонённой головой. Пилот не знает о фактическом положении ЛА в воздухе и дей ствует на основании собственных ощущений. Через не которое время, когда пилот полностью теряет ориента цию в пространстве, пилот-инструктор подаёт команду открыть глаза и выровнять ЛА. Преимущество этого варианта упражнения в том, что пилот испытывает де зориентацию в ходе управления ЛА.
Противодействие пространственной дезориентации
Для предотвращения возникновения сенсорных иллю зий и (их потенциально опасных последствий), пилот может делать следующее:
Хорошо представлять себе причины этих иллюзий и быть постоянно готовым к их возникновению. Испытать на себе воздействие пространственной дезориентации с помощью таких устройств и тре нажёров, как кресло Барани, «Вертигон» или стенд виртуальной реальности для ознакомления с про странственной дезориентацией.
Всегда получать для ознакомления предполётную сводку погоды.
Перед выполнением полётов при минимальной ви димости (менее 5 км) или в условиях отсутствия видимого горизонта (например, полёты над откры той водой в ночное время) пройти специальную подготовку по управлению ЛА по приборам.
Прекращать полёт при возникновении неблаго приятных погодных условий или с наступлением темноты (в случае отсутствия опыта полётов по приборам). При необходимости выполнять полёты в ночное время, пройти курс обучения технике ноч ного пилотирования, включая маршрутные и мест ные полёты, а также выполнение взлётов и посадок с/на аэродромы с различными характеристиками.
Использовать в качестве визуальных ориентиров исключительно надёжные, неподвижные объекты на земной поверхности.
Избегать резких движений головы, особенно во время взлётов, поворотов и заходов на посадку.
Быть физически подготовленным к полёту при низкой видимости. Конкретно, надлежащим обра зом отдохнуть перед полётом, обеспечить правиль ное питание, а перед ночным полётом - дать воз можность организму адаптироваться к ночному бодрствованию. Следует помнить, что болезнен ное состояние, приём лекарственных препаратов, употребление алкоголя, усталость, недосыпание и лёгкая гипоксия могут повысить подверженность организма к пространственной дезориентации.
Наиболее важно - выработать привычку исполь зовать в полёте бортовые приборы и полагаться на
их показания, уметь доверять приборам, игнори руя собственные ощущения.
Сигналы сенсорных систем, которые приводят к возникновению иллюзий при полёте в сложных мете оусловиях, представляют собой вполне нормальные ощущения, испытываемые пилотом в соответствую щей ситуации. Полностью предотвратить их невоз можно, однако тренировка и постоянная готовность позволяют пилотам подавлять эти сигналы или не обращать на них внимания, полностью полагаясь на показания бортовых приборов. По мере приобрете ния опыта полётов в сложных метеоусловиях, пилот

Иллюзия уклона ВПП
ВПП с уклоном вверх может создать иллюзию,
что ЛА находится на меньшей высоте, чем на самом деле, что ведёт к заходу на посадку с большей высоты,
чемнеобходимо.
ВПП с уклоном вниз может создать иллюзию,
что ЛА находится на большей высоте, чем на самом деле, что ведёт к заходу на посадку с меньшей высоты,
чем необходимо.
Иллюзия ширины ВПП
· Более узкая, чем обычно, ВПП может создать
у пилота иллюзию, что ЛА находится на большей высоте, чем на самом деле, что ведёт к заходу на посадку
с меньшей высоты, чем необходимо.
Более широкая, чем обычно, ВПП может создать
у пилота иллюзию, что ЛА находится на меньшей высоте, чем на самом деле, что ведёт к заходу на посадку
с большей высоты, чем необходимо.
◄
Нормальный заход на посадку
Заход на посадку под влиянием иллюзии
Рис. 16-7. Иллюзии ВПП.
становится менее восприимчивым к сенсорным иллю зиям и их последствиям.
Оптические иллюзии
Из всех органов чувств человека, глаза представляют наибольшую важность для обеспечения безопасно сти полётов. Однако, некоторые особенности рельефа местности и атмосферные условия могут приводить к возникновению оптических иллюзий. Обычно эти иллюзии, в первую очередь, возникают при посадке. Поскольку в конце инструментального захода на по садку пилоты обычно переключают внимание с пока заний бортовых приборов на визуальные ориентиры, следует знать о потенциальных проблемах, которые могут вызвать оптические иллюзии, и уметь выпол нять корректирующие действия. Ниже приведено опи сание основных видов иллюзий, ведущих к ошибкам при посадке.
Иллюзия ширины ВПП
Более узкая, чем обычно, ВПП может создать у пилота иллюзию, что ЛА находится на большей высоте, чем на самом деле, особенно, когда соотношение длины ВПП к её ширине соответствует нормальным значениям (рис. 16-7). Пилот, не отдающий отчёта в этой иллюзии, будет заходить на посадку на меньшей высоте, рискуя врезаться в объекты, расположенные вдоль траекто рии захода, или сесть с недолётом. Если ВПП шире, чем обычно, может возникнуть обратный эффект, и пилот рискует выровнять ЛА на излишней высоте и произве сти жёсткую посадку, либо сесть с перелётом.
Иллюзия уклона ВПП и местности
ВПП или местность, имеющие уклон вверх, могут соз дать у пилота иллюзию, что ЛА находится на большей высоте, чем на самом деле (рис. 16-7). Пилот, не отдаю щий отчёта в этой иллюзии, будет заходить на посадку с меньшей высоты, чем необходимо. Если ВПП или мест ность имеют уклон вниз, это создаёт обратный эффект.
Иллюзия отсутствия элементов рельефа
В отсутствие видимых элементов рельефа местно сти, например, при заходе на посадку над водой, не освещёнными участками или местностью, покрытой снегом, у пилота может возникнуть иллюзия, что ЛА движется на большей высоте, чем на самом деле. Эта иллюзия, часто называемая «посадкой в чёрную дыру», заставляет пилотов заходить на посадку с меньшей вы соты, чем необходимо.
Преломление в воде
Слой дождевой воды на лобовом стекле может соз дать у пилота иллюзию полёта на большей высоте, поскольку из-за преломления лучей света в воде го ризонт кажется расположенным ниже, чем на самом деле. Это может привести к заходу на посадку с мень шей высоты, чем необходимо.
Дымка
Дымка в атмосфере может создать иллюзию, что вы сота ЛА и расстояние до ВПП больше, чем на самом деле. В результате пилот будет заходить на посадку с меньшей высоты, чем необходимо. И наоборот, очень чистый воздух (ясные погодные условия на высотных аэродромах) могут создать у пилота иллюзию, что ЛА ближе к земле, чем на самом деле, результатом чего станут заход с большей высоты, посадка с перелётом или уход на второй круг. Рассеяние света частицами воды на лобовом стекле может отрицательно повлиять на пространственное восприятие. Огни и элементы рельефа местности, обычно использующиеся для оценки высоты во время посадки, в этом случае ста новятся малопригодными.
Туман
При приближении к зоне тумана возникает иллю зия кабрирования. Пилоты, не отдающие отчёта в этой иллюзии, часто резко увеличивают угол за хода на посадку.
Иллюзии наземных огней
Расположенные вдоль прямой линии огни, например, дорожное освещение или освещённые окна движуще гося поезда, часто ошибочно принимают за огни под хода или посадочные огни. Яркое освещение ВПП и зоны подхода, особенно в контрасте с малоосвещённой окружающей местностью, может создать иллюзию, что ВПП ближе, чем на самом деле. Пилот, не отдающий от чёта в этой иллюзии, будет заходить на посадку с боль шей высоты, чем необходимо.
Как предотвратить ошибки при посадке, связанные с оптическими иллюзиями
Для предотвращения возникновения оптических ил люзий (и их потенциально опасных последствий) пи лот может делать следующее:
Предвидеть возможность возникновения визуаль ных иллюзий при заходе на посадку на незнакомых
аэродромах, особенно в ночное время или при не благоприятных погодных условиях. Внимательно изучить имеющуюся информацию о рельефе при легающей к аэропорту местности, уклоне и осве щении ВПП.
Постоянно отслеживать показания высотомера, особенно во время захода на посадку.
Если возможно, провести перед посадкой воздуш ный визуальный осмотр незнакомого аэродрома.
Использовать в качестве визуального ориентира визуальный индикатор наклона глиссады или ин дикатор траектории захода на посадку (там, где это возможно).
Использовать визуальные точки снижения, обо значенные на многих картах инструментального захода на посадку.
Учитывать тот факт, что вероятность происше ствия при заходе на посадку существенно возрас тает, если экстренные обстоятельства или иной фактор отвлекают пилота от выполнения стан дартных процедур.
Постоянно совершенствовать лётную подготовку в той части, которая касается посадки и связан ных с ней процедур.
Помимо сенсорных иллюзий, связанных с ложными сигналами вестибулярной системы, во время полёта пилот может также испытывать различные визуальные иллюзии. Иллюзии называют в числе факторов, являю щихся причиной наибольшего количества лётных про исшествий со смертельным исходом.
Облачные фронты с наклонной кромкой, скрытый расположенными впереди объектами горизонт, ночное небо со звёздами и наземными огнями или располо женные определённым образом наземные огни могут существенно исказить восприятие положения ЛА от носительно естественного горизонта. Различные эле менты рельефа местности и атмосферные условия мо гут создать ложное представление о траектории захода на посадку. Ошибок, связанных с этими иллюзиями, можно избежать, если быть готовым к ним во время захода на посадку, проводить осмотр незнакомых аэродромов с воздуха перед посадкой, использовать электронные индикаторы наклона глиссады или инди каторы траектории захода на посадку и обладать зна чительным опытом в области посадочных процедур.
Воздушная болезнь
Воздушная болезнь (или болезнь движения) возни кает, когда мозг получает взаимно противоречивые сигналы о положении тела. Пилоты часто испытывают симптомы воздушной болезни при первых полётах, но они обычно быстро проходят уже после нескольких
занятий. Чувства тревоги и страха, иногда появляющи еся в начале лётного обучения, могут усилить проявле ния воздушной болезни. Симптомы включают в себя общий дискомфорт, тошноту, головокружение, блед ность, испарину и рвоту.
Важно помнить, что подверженность воздушной болезни не является показателем непригодности че ловека к пилотированию ЛА. Студенты лётных школ, подверженные воздушной болезни, должны сообщить об этом пилоту-инструктору, поскольку существуют методики, которые позволяют успешно бороться с этим фактором. Например, таким студентам первое время лучше избегать учебных полётов в условиях турбулентности, или начать с более коротких полётов и постепенно увеличивать их длительность. Если во время учебного полёта возникли симптомы воздуш ной болезни, необходимо открыть вентиляционные отверстия для увеличения притока свежего воздуха, сконцентрировать внимание на объектах за пределами ЛА и стараться не делать лишних движений головой. Существует множество медицинских препаратов (на пример, драмамин), предотвращающие появление воз душной болезни у авиапассажиров, однако пилотам использовать эти препараты не рекомендуется, по скольку они вызывают сонливость, снижают внимание и работоспособность.
Отравление угарным газом (СО)
Угарный газ (окись углерода, СО) входит в состав вы хлопных газов двигателей внутреннего сгорания. Он не имеет цвета и запаха. Активно связываясь с гемогло бином в крови (примерно в 200 раз быстрее, чем кис лород), угарный газ препятствует снабжению клеток организма кислородом, результатом чего становится гемическая гипоксия. На полное очищение организма от угарного газа требуется 48 часов. Достаточно силь ное отравление угарным газом приводит к смерти. Через вентиляционные отверстия угарный газ мо жет попасть в кабину ЛА, особенно если выхлопная система двигателя имеет утечку или повреждена. Показателем наличия угарного газа в воздухе является сильный запах выхлопных газов. Однако, угарный газ может присутствовать в воздухе в опасной концентра ции, даже если запах выхлопных газов не ощущается. Существуют и вполне доступны простые и недорогие одноразовые детекторы угарного газа. При появлении в воздухе угарного газа детектор меняет цвет, пред упреждая пилота об опасности. В числе симптомов отравления угарным газом головная боль, затуманен ное зрение, головокружение, сонливость и/или потеря мышечной силы. При первом же появлении запаха вы хлопных газов или перечисленных симптомов следует
принять немедленные меры по устранению опасности. Необходимо как можно быстрее выключить обогрева тель, открыть вентиляционные отверстия и окна и вос пользоваться дополнительным источником кислорода (если это возможно).
Табачный дым также вызывает отравление угарным газом. При курении на высоте уровня моря концентра ция угарного газа в крови вырастает настолько, что по физиологическому эффекту это соответствует полёту на высоте 2,5 км. Помимо гипоксии, курение вызывает заболевания и приводит к физическому истощению, которые по медицинским показателям несовместимы с пилотированием ЛА.
Стресс
Стресс представляет собой реакцию тела человека на физические и психологические нагрузки, которым оно подвергается. В результате стресса в кровь выделяются химические гормоны (например, адреналин) и усили вается метаболизм для обеспечения мышц дополни тельной энергией. При этом учащаются пульс и дыха ние, повышаются сахар в крови, кровяное давление и потоотделение. Для обозначения факторов, вызываю щих у конкретного человека стресс, используется тер мин «стрессор». Стрессоры бывают физические (шум, вибрация), физиологические (утомление) и психоло гические (трудная работа или личные обстоятельства). Стрессы делятся на две большие категории: острые (кратковременные) и хронические (долговремен ные) Острый стресс является ответом на немедлен ную угрозу, воспринимаемую как опасность. Этот вид стресса вызывает у человека реакцию «дерись или беги», вне зависимости от того, реальна ли угроза или воображаема. Здоровый человек обычно способен спра виться с острым стрессом, не допуская критической на грузки на организм. Однако продолжительный острый
стресс иногда может превратиться в хронический.
Хроническим можно назвать стресс, который создаёт невыносимую нагрузку, превышающую способность конкретного человека к сопротивлению и приводящую к резкому ухудшению функциональных характеристик его организма. Постоянные факторы психологического давления (например, связанного с одиночеством, фи нансовыми трудностями, личными отношениями или проблемами на работе) могут иметь кумулятивный эффект, создавая стресс, превышающий способность человека справляться с ситуацией. Когда стресс дости гает такого уровня, функциональные характеристики организма резко ухудшаются. Пилоты, испытываю щие подобный стресс, не способны обеспечить по лётную безопасность и не должны пользоваться пра вами, предоставляемыми им лётной лицензией. Если
у пилота возникает подозрение, что он испытывает хронический стресс, он обязан проконсультироваться с врачом.
Утомление
Утомление часто вызывает ошибки пилотирования. Результатами утомления становятся снижение внима ния, потеря концентрации, нарушение координации движений и частичная потеря способности к обмену информацией. Эти факторы могут существенно по влиять на способность пилота принимать правильные решения. Физическое утомление является следствием недосыпания, чрезмерных физических нагрузок или тяжёлого физического труда. Такие факторы, как стресс и продолжительная когнитивная (умственная) деятельность, приводят к психическому утомлению.
Как и стресс, утомление делится на две большие ка тегории: острое и хроническое. Острое -утомление является краткосрочным по продолжительности и представляет собой обычный фактор повседневной жизни человека. По сути, это усталость, которую люди испытывают после периода напряжённых уси лий, возбуждения или отсутствия сна. Для устране ния такого состояния обычно достаточно отдыха и восьмичасового сна.
Одним из важных проявлений острого утомления яв ляется ухудшение функциональных навыков. В полёте этот эффект может проявляться двояко:
Рассогласование во времени - внешне все дей ствия выполняются как обычно, но их взаимная синхронизация слегка нарушается. Это приводит к снижению эффективности функционирования пилота, поскольку каждое действие становится от дельной, изолированной процедурой, а не частью единого процесса.
Разрушение сферы восприятия - внимание концентрируется на объектах в центре поля зрения, а находящиеся на периферии игнори руются. При этом падает точность и плавность управляющих движений.
Острое утомление может быть вызвано самыми раз личными причинами, но для пилота наиболее важ ными являются:
лёгкая гипоксия (кислородное голодание);
физический стресс;
физическое истощение в результате психологиче ского стресса;
длительный психологический стресс.
Длительный психологический стресс усиливает се крецию желёз, влияющую на быстроту реакции орга низма во время критических ситуаций. Эти гормоны интенсифицируют работу сердечно-сосудистой и
дыхательной систем, а печень вырабатывает до полнительную энергию, необходимую для работы мозга и мышц. Когда дополнительная энергия ис черпана, организм впадает в состояние общего и тя жёлого утомления.
Острого утомления можно избежать с помощью правильного подхода к питанию, режиму дня и сну. Хорошо сбалансированная диета исключает необхо димость для организма сжигать собственные ткани для поддержания нормального уровня энергии. Правильный режим дня с чередованием нагрузки и от дыха позволяет сохранять в организме запас жизнен ной энергии.
Хроническое утомление, испытываемое в течение длительного времени, обычно имеет психологиче ские корни, хотя иногда может быть связано со скры тыми заболеваниями. Продолжительный сильный стресс всегда приводит к хроническому утомлению. Хроническое утомление нельзя устранить с помощью отдыха и сна. Обычно оно требует медицинского вме шательства. Хроническое утомление может прояв ляться в форме слабости, усталости, сильного сердце биения, одышки, головных болей, раздражительности. Иногда оно вызывает нарушения в работе желудка или кишечника либо боли в различных частях тела. Когда такое состояние становится достаточно серьёзным, это может привести к расстройствам психики.
Пилотам, страдающим от хронического утомления, вообще не следует подниматься в воздух. Если утомле ние возникает во время полёта, даже самый опытный и тренированный пилот не в состоянии преодолеть его негативное воздействие. Отдых - единственный способ предотвратить возникновение утомления. Следует избегать подниматься в воздух после бес сонной ночи, значительной физической нагрузки, или после особенно трудного и напряжённого дня. Пилотам, подозревающим, что они страдают от хро нического утомления, необходимо проконсультиро ваться с врачом.
Обезвоживание и тепловой удар
Термин «обезвоживание» применяется для обозначе ния критической потери воды организмом. Причинами обезвоживания могут стать высокие температура и влажность в кабине пилотов, сильный ветер, а также диуретические (мочегонные) напитки - чай, кофе, алкоголь и кофеиносодержащие газированные на питки. Типичными признаками обезвоживания явля ются головная боль, утомление, судороги, сонливость и головокружение.
Первым значимым симптомом обезвоживания обычно становится утомление, которое, в свою очередь,
затрудняет физическую и умственную деятельность или даже делает её невозможной. Длительный полёт в условиях летней жары или на большой высоте повы шает подверженность организма обезвоживанию, по скольку эти факторы повышают интенсивность потери воды организмом.
Для предотвращения обезвоживания в сутки следует выпивать от 2 до 4 литров воды. Точное количество по требляемой воды зависит от особенностей организма конкретного человека. Широко распространено пра вило «восьми стаканов в день»: если стакан содержит 250 мл воды, это составляет 2 литра воды в день. Если выводимая из организма жидкость не восполняется, утомление переходит в головокружение, слабость, тошноту, покалывание в конечностях, желудочные спазмы и мучительную жажду.
Пилоты должны постоянно следить за состоянием своего организма. Большинство людей испытывает жажду при потере полутора литров воды, или 2% об щей массы тела. При этом уровне обезвоживания вклю чается защитный «механизм жажды». Проблема в том, что ощущение жажды появляется слишком поздно и слишком легко исчезает. Даже небольшое количество жидкости во рту может выключить «механизм жажды», и восполнение жидкости в организме прекратится.
Чтобы предотвратить обезвоживание, необходимо: Иметь при себе контейнер с жидкостью, что позво лит измерять её ежедневный приём.
• Действовать с опережением, а не ждать появления чувства жажды. Если нет желания пить чистую воду, можно, например, употреблять спортивные напитки с различными вкусами.
• Ограничить дневной приём кофеина и алкоголя (оба являются диуретиками и стимулируют повы шенное мочеиспускание).
Тепловой удар - это состояние, характеризующееся неспособностью организма поддерживать нормальную температуру тела. По начальным симптомам тепловой удар часто аналогичен обезвоживанию, но может при водить и к полной потере сознания.
Для предотвращения появления этих симптомов ре комендуется всегда иметь при себе достаточный запас воды и во время долгого полёта регулярно пить воду че рез короткие интервалы времени, вне зависимости от того, есть жажда или нет. Организм в нормальных усло виях потребляет воду с интенсивностью 1,2-1,5 литров в час. В условиях сильного теплового стресса следует пить не менее 1 л воды в час, а в условиях умеренного - 0,5 л в час. Если ЛА имеет тент или стеклянную крышу кабины, одежда из тонкого материала светлых тонов и головной убор помогут пилоту лучше защититься от лучей солнца. Для поглощения избыточного тепла не обходимо обеспечить хорошую вентиляцию кабины.
Алкоголь влияет на эффективность функционирова ния организма человека (рис. 16-8). Многолетние ис следования убедительно доказали, что употребление алкоголя и нарушение работоспособности тесно свя заны между собой. Во время полёта пилоту приходится принимать сотни решений, часто в условиях ограни ченного времени. Безопасное завершение полёта зави сит от способности пилота принимать правильные ре шения и соответствующим образом воплощать их, как в штатных ситуациях, так и при чрезвычайных обсто ятельствах. Влияние алкоголя значительно уменьшает вероятность завершения полёта без происшествий. Даже в небольших количествах алкоголь может повли ять на адекватность восприятия окружающего мира, снизить чувство ответственности, ухудшить координа цию движений, сузить поле зрения, ослабить память и аналитические способности, сократить продолжитель ность концентрации внимания. Всего несколько десят ков грамм алкоголя могут существенным образом сни зить скорость и силу мышечных рефлексов, уменьшить эффективность движения глаз при чтении и повысить частоту совершения ошибок. Приём алкоголя даже в незначительных количествах вызывает выраженное ослабление остроты зрения и слуха.
Алкоголь, содержащийся в водке, виски, пиве и сме
шанных спиртных напитках (коктейлях), представ ляет собой этиловый спирт, вещество, подавляющее деятельность центральной нервной системы. С меди цинской точки зрения он воздействует на организм подобно анестезирующему веществу общего действия. При потреблении алкогольных напитков «доза» и ско рость поступления в организм, конечно, существенно ниже, но общий эффект такой же. Алкоголь быстро и легко усваивается желудочно-кишечным трактом. В течение получаса после употребления алкогольного напитка на пустой желудок в кровь поступает от 80% до 90% содержащегося в напитке спирта. Для полного вывода из организма алкоголя, содержащегося в одном стакане пива или смешанного напитка, требуется при мерно три часа.
Даже испытывая похмелье, человек продолжает на ходиться под воздействием алкоголя. Пилот может по лагать, что его организм функционирует нормально, при этом его моторные и психические функции оста ются ослабленными. Алкоголь в достаточных коли чествах может сохраняться в теле более 16 часов, по этому подниматься в воздух даже спустя несколько часов после приёма спиртных напитков категориче ски не рекомендуется.
Высота усиливает воздействие алкоголя на мозг че ловека в полтора-два раза и более. Алкоголь снижает
Столовое вино | 100 | 14 |
Светлое пиво | 350 | 14 |
Аперитив | 50 | 11 |
Шампанское | 100 | 14 |
Водка | 30 | 15 |
Виски | 35 | 15 |
0,1-0,5%0 | Отсутствие опьянения | |
0,3-1,2%0* | Лёгкая эйфория, разговорчивость, сниже ние психических барьеров, пониженное внимание, некоторое помутнение созна ния, замедление реакции | |
0,9-2,So/oo | Эмоциональная нестабильность, потеря способности к критическим суждени ям, нарушение памяти и восприятия действительности, снижение сенсорной чувствительности, лёгкое расстройство координации движений | |
1,8-3,0%0 | Спутанность сознания, головокружение, преувеличенные эмоции (гнев, страх, печаль), нарушение зрения, снижение чувствительности к боли, нарушение равновесия, шатающаяся походка, не внятная речь, умеренное расстройство координации движений | |
2,7-4,Оо/оо | Апатия, помрачение сознания, ступор, значительное снижение реакции на раз дражение, сильное расстройство коорди нации движений, неспособность стоять и идти, рвота, недержание мочи и кала | |
3,5-5,Оо/оо | Потеря сознания, частичная или полная потеря рефлексов, сильное отклоне ние температуры тела от нормы, кома; возможна смерть от остановки дыхания (более 4,So/oo) | |
*В большинстве штатов США предельная норма содержания алкоголя в крови водителя автомобиля составляет 0,8 или 1 промилле (80 и 100 мг алкоголя на декалитр крови соответственно). В России с весны 2010 года любое количество алкоголя в крови водителя считается нарушением. | ||
Рис. 16-8. Снижение функциональных характеристик организма при употреблении алкоголя.

способность головного мозга усваивать кислород, что приводит к гистотоксической гипоксии. Негативные эффекты появляются почти сразу после приёма алко голя в силу его быстрого попадания в кровь. Ситуацию усугубляет тот факт, что мозг содержит большое ко личество сосудов, которые немедленно реагируют на изменения в составе крови. Для пилота снижение со держания кислорода в воздухе на высоте, соединённое
е-е"::: о "" | Расслабленность, | Потеря владения телом, | фо :,: :,: ф а. ф ::;; >, | Разрушение печени, | ||
снижение психических | обмороки (также вызывают | язвы, хронический | ||||
барьеров и физической | травмы), подверженность | понос, рвота, | ||||
чувствительности, | воспалению лёгких, | повреждение | ||||
расстройство пищеварения, озноб, нарушение координации движений | остановка дыхания | мозга, внутренние кровотечения, физическое истощение | Судороги, лихорадочный озноб, галлюцинации, потеря памяти, мышечные спазмы, психозы | |||
ф :;; :,: оа. ь"" :,: i u ф :;; :,: а. u .":.s.";. uф | Барбитураты: | Расслабленность, снижение психических барьеров и физической чувствительности, расстройство пищеварения, озноб, | Обмороки, потеря владения телом, ступор, сильные нарушения дыхания, возможна смерть (при приёме в сочетании с употреблением алкоголя | ф uо :;; CQ | Подавление полового влечения, вялость, общее физическое истощение, инфекции, гепатит | |
нарушение координации | последствия усиливаются - | |||||
движений | эффект синергии) | |||||
.:.;.;. ":s;' оt:= | Потеря болевой | Липкая кожа, судороги, | ф "о о" u :;; CQ | Потеря памяти, | Слезящиесяглаза, | |
чувствительности, | кома, нарушения дыхания, | спутанность | выделения из носа, | |||
снижение кровяного | возможна смерть | создания, сонливость, | сильные боли в | |||
давления и частоты | изменение личности | спине, желудочные | ||||
·Дилаудид | дыхания, нарушения | колики, потеря | ||||
менструального цикла, | сна, тошнота, | |||||
·Дарвон | галлюцинации, сонливость | понос, потливость, | ||||
мышечные спазмы | ||||||
:;; а. с,: §_ ::;; :s; () | Декседрин | Повышение кровяного | Параноидальные реакции, | Психозы,бессонница, | Сильная депрессия, | |
Метамфетамин | давленияи частоты | временные психозы, | паранойя, разрушение | физическая и | ||
Таблетки для | дыхания, потеря аппетита, | раздражительность, | фо | нервной системы | психическая (при | |
похудания Риталин Кокаин | высокая активность, расширение и сухость бронхов, возбуждение, | судороги, учащённое сердцебиение (при приёме кофеина обычно не | "о" :u;; CQ | (при приёме кофеина обычно не наблюдается) | приёме кофеина обычно не наблюдается) | |
Кофеин | бессонница | наблюдается) | ||||
:;; :,: Ео :' :,: :s; ::J' Q | LSD | Искажения восприятия, галлюцинации, спутанность сознания, рвота | Психозы, галлюцинации, рвота, приступы беспокойстваи паники, ступор. При приёме фенциклидина: агрессивное поведение, кататония, судороги, кома, повышение кровяного давления | фо "uо" :;; CQ | Психозы, | Периодические |
Мескалин | продолжительные | галлюцинации, | ||||
Псилоцибин | галлюцинации, распад | депрессия | ||||
Фенциклидин | личности | |||||
:;; § :,: :s; \О ":,:' :,: "о""' а. ct Е "а.' | Марихуана | Ощущение покоя, | Искажение | фо :,: :,: ф а. ф ::;; >, | Амотивация (потеря | Симптомы |
Гашиш | эйфория, повышенный | восприятия,приступы | интереса к жизни) | отсутствуют как | ||
аппетит, изменение | беспокойства и паники | таковые, возможно | ||||
психических процессов | возникновение | |||||
депрессии |
Пиво
Вино
Крепкие напитки
Нембутал
Фенобарбитал
Секонал
Опиум
Морфин
Героин
Кодеин
Перкодан
Метадон
Рис.16-9. Неблагоприятные последствия приёма различных лекарственных препаратов.

с уменьшением способности мозга усваивать этот кис лород, представляет собой смертельную комбинацию.
Количество содержащегося в крови алкоголя опре деляется величиной, называемой «интоксикация». Обычно интоксикация измеряется в процентах общей массы крови. Кодекс федеральных нормативных до кументов США, раздел 14, часть 91, требует, чтобы уровень алкоголя в крови пилота был менее 0,04%, а между приёмом спиртных напитков и полётом должно пройти не менее 8 часов. Пилот, уровень алкоголя в крови которого спустя 8 часов после употребления спиртного остаётся на уровне 0,04% или выше, должен воздержаться от полёта до тех пор, пока интоксикация не упадёт до допустимого значения. Даже если содер жание алкоголя в крови менее 0,04%, подниматься в воздух ранее чем через 8 часов после употребления спиртного категорически запрещается. Хотя кодекс содержит предельно конкретные требования, лучше всего выполнять их с некоторым запасом.
Лекарственные препараты
Приём как рецептурных, так и свободно продающихся лекарств может существенно снизить работоспособ ность пилота. Разумеется, на неё могут влиять и ме дицинские показания или заболевания, являющиеся основанием для этого приёма. Многие лекарствен ные препараты, например, успокоительные, снотвор ные, сильные болеутоляющие средства и лекарства от кашля имеют первичные эффекты, влияющие на адек ватность оценки происходящего, память, внимание, координацию движений, остроту зрения и способность к вычислениям (рис. 16-9). Другие, например, антиги стамины, средства для снижения кровяного давления, мышечные релаксанты и лекарства от поноса и воздуш ной болезни, могут иметь побочные эффекты, влияю щие на те же функции организма. Любые препараты, которые подавляют нервную систему, такие, как успо коительные, снотворные и антигистаминные средства, могут усиливать подверженность пилота гипоксии.
Болеутоляющие препараты делятся на две большие категории: анальгетики и анестетики. Анальгетики облегчают боль, в то время как анестетики приглу шают её или вызывают потерю сознания.
Свободно продающиеся анальгетики, например, ацетилсалициловая кислота (аспирин), ацетаминофен (тайленол, панадол) и ибупрофен (адвил, нурофен) почти не имеют побочных эффектов, если принимать их в правильной дозировке. Хотя у некоторых людей возникает аллергия на определённые виды анальгети ков либо они страдают от раздражения желудка, приём таких препаратов обычно не приводит к запрету на по лёты. Однако, подниматься в воздух всегда запрещается
при приёме рецептурных анальгетиков, например, со держащих пропоксифен (дарвон, дарвоцет, виrезиг), оксикодон (перкодан, перкоцет, роксиприн) и кодеин, поскольку эти препараты вызывают такие побочные эффекты, как спутанность сознания, головокружение, головные боли, тошнота и ухудшение зрения.
Анестетики обычно используются во время стома тологических и хирургических процедур. Препараты для местной анестезии, применяющиеся при неболь ших стоматологических и амбулаторных процедурах, обычно действуют в течение относительно краткого времени. Полётам препятствуют не столько сами ане стетики, сколько проводимые с их помощью проце дуры и сопутствующие боли.
Стимуляторы (аналептики, антидепрессанты) - это препараты, возбуждающие центральную нервную си стему, повышая работоспособность и улучшая само чувствие. Стимуляторами являются, например, ам фетамины, кофеин и никотин. Обычно эти препараты применяются для снижения аппетита, снятия устало сти и повышения тонуса. Некоторые из стимуляторов могут оказывать возбуждающее действие, даже не смотря на то, что это не является их главной функ цией. В некоторых случаях стимуляторы вызывают тревогу и перепады настроения, что крайне опасно во время полёта.
Депрессанты - группа лекарств, которые угнетают центральную нервную систему или подавляют те или иные аспекты её деятельности. Эти препараты сни жают кровяное давление, ослабляют работу мозга и замедляют реакцию. Депрессивное (угнетающее) дей ствие на организм могут оказывать несколько типов лекарств, включая транквилизаторы, средства от воз душной болезни, некоторые препараты для лечения расстройств желудка и антигистамины. Самый распро странённый пример депрессанта - это алкоголь.
Некоторые препараты, хотя и не относящиеся ни к стимуляторам, ни к депрессантам, могут отрица тельно влиять на состояние пилота во время полёта. Например, некоторые антибиотики вызывают такие опасные побочные эффекты, как нарушение равнове сия, потеря слуха, тошнота и рвота. И даже если сами антибиотики не представляют опасности в полёте, ин фекция, требующая их применения, может быть несо вместима с лётной активностью. За исключением слу чаев, когда это предписано врачом, никогда не следует принимать несколько препаратов одновременно, и тем более, сочетать приём лекарств с употреблением алко голя. Последствия могут быть непредсказуемыми.
Хорошо известна опасность, которая исходит от за прещённых наркотических средств. Некоторые запре щённые наркотики вызывают галлюцинации, которые могут длиться несколько дней или даже недель после
приёма препарата. Само собой разумеется, что нарко тикам нет и не может быть места в авиации.
14 CFR запрещает пилотам исполнять обязанности членов экипажа воздушного судна в период приёма любых лекарственных средств, которые могут создать угрозу безопасности полётов. Пилотам, принимающим те или иные лекарственные препараты, лучше вообще не подниматься в воздух без специального разрешения врачебно-лётной экспертной комиссии. При возникно вении сомнений в отношении действия любого лекар ства необходимо проконсультироваться с врачом.
Высотная декомпрессионная болезнь (дКБ)
![]()
Декомпрессионная (кессонная) болезнь (ДКБ) - за болевание, вызываемое воздействием низкого баро метрического давления, в результате чего инертные газы (прежде всего, азот), растворённые в крови и тка нях организма, начинают выделяться в кровь в виде пузырьков. Азот представляет собой инертный газ и в обычных условиях сохраняется в клетках организма в форме физического раствора. Когда человек попадает под воздействие быстро падающего барометрического
давления (например, находится в негерметизирован ном ЛА на большой высоте, или подвергается быстрой декомпрессии), растворённый в тканях и крови азот выделяется из раствора. Столь быстрое выделение азота приводит к формированию пузырьков в различ ных частях тела, вызывая широкий диапазон проявле ний и симптомов.
Наиболее распространённый симптом декомпрес сионной болезни - боли в суставах, так называемая внесосудистая форма ДКБ (рис. 16-10).
При возникновении высотной ДКБ необходимо предпринять следующие действия:
• Немедленно надеть кислородную маску и пере ключить регулятор на 100%-ный кислород.
• Начать экстренное снижение и как можно скорее совершить посадку. Даже если симптомы во время снижения исчезнут, после посадки необходимо обратиться за медицинской помощью, продолжая дышать кислородом.
• Если среди симптомов есть боли в суставах, сохра нять затронутые области в неподвижности, не пы таясь «размять» их.
• После приземления обратиться за медицинской
Внесосудистая | Главным образом, большие суставы (локти, плечи, бёдра, кисти рук, колени, лодыжки) | |
Неврологическая | головной мозг | |
Спинной мозг | ||
Периферический нерв | ||
Дыхательная | Лёгкие | |
Травма кожи | Кожа |
сильные глубокие боли, от незначительных до невыносимых; иногда ноющие, в редких случаях - острые
усиление болей при активных и пассивных движениях суставов
боли возникают на высоте, во время снижения, или много часов спустя
спутанность сознания или потеря памяти
головные боли
слепые пятна на сетчатке глаза (скотома), сужение поля зрения, двоение в глазах (диплопия) или размытость изображения
необъяснимое сильное утомление или изменения в поведении
судороги, головокружение, пространственная дезориентация, тошнота, рвота, потеря сознания
аномальные ощущения: жжение, острая боль или покалывание в нижней части грудины и спины
симптомы распространяются вверх начиная с ног и могут сопровождаться усиливающимся утомлением или параличом
опоясывающая боль в животе или груди
недержание мочи и кала
аномальные ощущения: онемение, жжение, острая боль и покалывание (парестезия)
мышечные сокращения или мышечная слабость
жгучая глубокая боль в груди (под грудиной)
усиление боли при дыхании
одышка (диспноэ)
непрекращающийся сухой кашель
зуд ушей, лица, шеи, рук и верхней части торса
ощущение бегущих по коже «мурашек»
пятнистая или «мраморная»кожа возле ушей, на лице, шее, руках и верхней части торса
отёки и припухлости на коже с возникновением ямки при надавливании
Рис. 16-10. Признаки и симптомы высотной декомпрессионной болезни.
помощью к специалисту ВЛЭК, авиамедицинскому эксперту, военно-авиационному врачу или специ алисту по гипобарической медицине.
Следует понимать, что врач, не являющийся специ алистом в области авиационной или гипобарической медицины, может быть не знаком с медицинскими про блемами такого рода.
Лечение может потребовать использования ком прессионной камеры, управляемой квалифицирован ным персоналом. Отложенные признаки и симптомы высотной ДКБ могут возникнуть после возвращения на уровень земли даже в том случае, если во время по лёта они не проявлялись.
ДКБ после подводного плавания с аквалангом
Во время погружения с аквалангом тело подвергается воздействию повышенного давления, в результате чего дополнительное количество азота растворяется в тка нях и крови (рис. 16-11). Снижение атмосферного дав ления во время полёта может создать определённые физиологические проблемы для аквалангистов. Пилот или пассажир, который намеревается совершить полёт после подводного плавания с аквалангом, должен дать организму время, достаточное для того, чтобы изба виться от избыточного азота. Если этого не сделать, во время полёта даже на небольшой высоте у него могут возникнуть симптомы ДКБ.
Рекомендованное время ожидания перед полётом
на высотах более 2,5 км составляет минимум 12 часов после погружения без контролируемого всплытия (без остановки для декомпрессии) и минимум 24 часа после погружения с контролируемым всплытием (с остановкой для декомпрессии). Перед полётом на высотах более 2,5 км время ожидания составляет не менее 24 часов для любого вида подводного плавания. Указанные высоты соответствуют фактической высоте полёта над средним уровнем моря (СУМ), а не высоте давления в герметизированной кабине. Это учитывает риск декомпрессии ЛА во время полёта.
Зрение в полёте
Из всех органов чувств наиболее важными во время полёта являются глаза. Большая часть сенсорной ин формации, поступающей в мозг пилота, прямо или косвенно обеспечивается зрительной системой. При всём своем совершенстве и огромной важности, зре ние человека ограничено такими факторами, как «сле пые пятна» и оптические иллюзии. Пилот, знакомый со строением и принципом работы глаза, может более эффективно использовать зрение в полёте, избегая по тенциальных ошибок.

Рис. 16-11. Чтобы избежать кессонной болезни, аквалангисты должны воздержаться от полётов в течение определённого времени после погружения.
Глаз функционирует подобно фотокамере. Он вклю чает в себя диафрагму, линзу, механизм фокусировки и поверхность для регистрации изображения. Свет попа дает в глаз через роговицу, преломляется в хрусталике и оказывается на сетчатке. Сетчатка глаза состоит из светочувствительных клеток (фоторецепторов), пре вращающих энергию света в электрические импульсы, которые через зрительный нерв поступают в головной мозг. Интерпретируя эти импульсы, мозг создаёт изо бражение. Светочувствительные клетки сетчатки бы вают двух типов: палочки и колбочки (рис. 16-12).
Колбочки обеспечивают восприятие цветов, от ярких красок вечерней зари до тончайших оттен ков живописных полотен. Они располагаются по всей поверхности сетчатки, но в наибольшей сте пени сосредоточены ближе к центру поля зрения, в её задней части. Там располагается небольшое углу бление, называемое центральной ямкой, которое за полнено практически одними колбочками. В этом ме сте острота зрения (детализация, цветовосприятие и разрешение) максимальна.
В то время как колбочки и их нервные окончания способны воспринимать мельчайшие детали и от тенки при ярком свете, палочки более чувствительны к движению и помогают видеть объекты при слабом освещении (например, ночью). Они не могут различать цвета, зато их светочувствительность гораздо выше, чем у колбочек. Из-за этого при ярком свете палочки теряют способность к восприятию, и им необходимо значительное время, чтобы снова адаптироваться к темноте. В центральной ямке, в центре поля зрения, палочки почти полностью отсутствуют. Поэтому при слабом освещении средняя часть поля зрения не очень восприимчива к свету, но по мере удаления от центра

Палочки и колбочки сетчатки - это фоторецепторы, регистрирующие изображение и передающие его по зрительному нерву в мозг.
Радужная оболочка
Зрачок (диафрагма) - отверстие в центре радужной оболочки. Зрачок изменяет размер, управляя количеством света, поступающего в глаз.
Свет проходит через роговицу (прозрачная оболочка в переднейчасти глаза),
а затем черезхрусталик, которые фокусирует его на сетчатке.
Рис. 16-12. Глаз человека.
сетчатки палочки начинают преобладать, и ночное ви дение усиливается.
В том месте, где зрительный нерв входит в глазное яблоко, сетчатка не содержит ни колбочек, ни палочек, поэтому изображение в этой её части отсутствует. Эта зона поля зрения называется слепым пятном. Слепые пятна в двух глазах располагаются в различных ме стах, поэтому при нормальном использовании обоих глаз они незаметны. Наличие слепого пятна хорошо иллюстрируется примером на рис. 16-13. Закройте пра вый глаз и поместите эту страницу на расстоянии вы тянутой руки. Сфокусируйте левый глаз на крестике в правой части ветрового стекла и медленно прибли жайте страницу к себе. Обратите внимание на то, что происходит с изображением самолёта в левой части ве трового стекла.
Миопия пустого поля
Миопия пустого поля обычно возникает во время по лёта над облаками и в дымке, когда за пределами ЛА не видно объектов, на которых можно было бы сфокусиро вать внимание. В таких условиях глаз расслабляется и выбирает наиболее комфортное фокусное расстояние, которое обычно составляет от 3 до 10 метров. В таких случаях авиамедики говорят, что пилот «смотрит и не видит». Подобное состояние очень опасно. Чтобы избе жать возникновения миопии пустого поля, необходимо
заставлять себя фокусироваться на отдалённых источ никах света, какими бы слабыми они ни были.
Ночное зрение
Исследования показали, что после полной адаптации к темноте палочки в десять тысяч раз чувствительнее к свету, чем колбочки. Поэтому именно они, в первую очередь, обеспечивают способность человека «видеть в темноте». Поскольку колбочки сосредоточены, глав ным образом, в центральной ямке и вокруг неё, па лочки также отвечают за периферийное зрение. Из-за концентрации колбочек в центральной ямке, в центре поля зрения возникает ночное слепое пятно. Чтобы ясно видеть тот или иной объект в ночное время, пи лот должен задействовать палочки сетчатки своих глаз. Для этого необходимо фокусировать зрение под углом 5-10°от центра рассматриваемого объекта. Опробовать этот метод можно в тёмной комнате со слабым источ ником света. Когда вы смотрите прямо на источник света, он выглядит очень тусклым или вообще исчезает из виду. Когда вы смотрите несколько в сторону от него, источник виден более ярко и отчётливо.
Этот эффект проиллюстрирован на рис. 16-14. Когда вы смотрите прямо на объект, изображение форми руется, главным образом, в центральной ямке, что обеспечивает наибольшую детализацию. В ночное время способность видеть объекты в центре поля

Рис. 16-13. Слепое пятно.
зрения снижается, поскольку светочувствительность колбочек относительно невысока. Фокусируя взгляд несколько в стороне от центра объекта, можно избе жать ночного слепого пятна. В ночное время, наряду с падением остроты (резкости) зрения и ухудшением цветовосприятия, также снижается глубина простран ственного зрения и способность оценивать физические размеры объектов.
Колбочки способны быстро адаптироваться к изме нению интенсивности света, в то время как у палочек это занимает гораздо больше времени. Период адапта ции необходим, например, когда мы в ясный солнечный день входим с улицы в тёмный зал кинотеатра. Процесс полной адаптации к темноте занимает у палочек около получаса. При этом яркий свет может полностью све сти на нет его результаты, и привыкание к темноте нач нётся сначала.
Кислородное голодание также способно повлиять на зрение. Острое и ясное зрение (острота зрения 1,0 или 6/6, когда человек видит шестую строку таблицы с расстояния 6 метров) требует интенсивного притока кислорода к мозгу, особенно в ночное время. С увеличе нием высоты содержание кислорода в воздухе падает, и ночное зрение ослабевает. Физическое утомление может ещё более усугубить ситуацию. Кислородное голодание на фоне утомления - чрезвычайно опасное сочетание. При полёте на высоте более 3,5 км пилот мо жет ощутить реальную потерю элементов визуального поля или расфокусировку зрения. Отсутствующие эле менты визуальной картины напоминают «выпадение» пикселей на дисплее, в то время как при расфокуси ровке изображение становится мутным и размытым.
Если пилот испытывает действие гипоксической ги поксии, для восстановления зрения может оказаться

Рис. 16-14. Ночное слепое пятно.
недостаточно простого снижения до меньших значе ний высоты. Например, после набора высоты с 2,5 до 3,5 км в течение получаса и последующего снижения обратно на уровень 2,5 км острота зрения может не вос становиться. Для возвращения первоначальной силы зрения может потребоваться более часа. Поэтому очень важно помнить, что сочетание значительной высоты с утомлением оказывает существенное воздействие на остроту зрения пилота.

Рис. 16-15. В ночное время горизонт трудно различим из-за темноты и дезориентирующих наземных огней.
Существует несколько способов, позволяющих со хранить адаптацию глаз к темноте. Наиболее очевид ный - избегайте яркого света до и во время полёта. За полчаса до ночного полёта старайтесь не смотреть на яркие источники света, например, горящие лампочки, фонари, фары, посадочные огни или проблесковые маячки. Если избежать яркого света невозможно, за кройте один глаз, чтобы сохранить его светочувстви тельность. Тогда вы сможете пользоваться этим глазом после того, как свет погаснет.
Красное освещение кабины также помогает сохра нить ночное зрение, но такой свет сильно искажает многие цвета, а красный цвет делает полностью неви димым. Из-за этого при красном свете бывает трудно читать аэронавигационные карты и диаграммы. Способность читать в ночное время можно повысить, если освещать кабину неярким белым светом или на правленным в сторону фонариком. Во время ночного полёта сохраняйте яркость освещения кабины и под светки приборной доски на минимально приемлемом уровне. Это позволит лучше видеть объекты за преде лами ЛА. Если зрение мутнеет, более частое моргание может улучшить ситуацию.
На остроту ночного зрения напрямую влияет ра цион питания и общее физическое здоровье пилота. Нехватка витаминов А и С приводит к ослаблению ноч ного зрения. Другими факторами, отрицательно вли яющими на способность человека видеть в темноте, являются высокое содержание в воздухе угарного газа,
курение, употребление алкоголя, приём некоторых ле карственных препаратов и кислородное голодание.
Иллюзии ночного зрения
Существует множество видов оптических иллюзий, ко торые обычно возникают в ночное время. Лучший спо соб избежать таких иллюзий - это помнить об их су ществовании и предвидеть возможность их появления.
Аутокинез
Аутокинез возникает при длительной (более несколь ких секунд) фокусировке зрения на светлой точке, рас положенной на тёмном фоне. Спустя некоторое время начинает казаться, что светлая точка движется. Для предотвращения этого эффекта избегайте фокусиро вать зрение на единственном объекте. Не забывайте, что необходимо чередовать ближнее зрение с дальним.
Ложныйгоризонт
Эффект ложного горизонта возникает, когда естествен ный горизонт не виден или скрыт находящимися впе реди объектами. Самый частый случай ложного гори зонта - когда пилот принимает огни ночного города за звёздное небо или наоборот. Этот эффект может также возникать во время приближения к берегу океана, моря или большого озера. Огни береговой
линии на фоне тёмной воды могут быть приняты за звёзды на небе (рис. 16-15).
Иллюзии ночной посадки
В ходе посадки могут возникать разнообразные визу альные иллюзии. При подходе к зоне аэродрома над лишённой визуальных ориентиров местностью пилоты часто заходят на посадку на меньшей высоте, чем не обходимо. Заход на меньшей высоте также может быть вызван любыми визуальными помехами, например, до ждём, дымкой или затемнённой ВПП. Яркие огни, на клон рельефа местности и широкая ВПП могут создать иллюзию слишком низкого подхода, что приводит к заходу на посадку на большей высоте, чем необходимо.
Расположенные вдоль прямой линии огни (например, освещение шоссе) могут быть приняты за посадочные огни. Иногда пилоты даже принимают за посадочные огни или огни подхода освещённые окна движущегося поезда. Яркие огни подхода или посадочные огни могут создать иллюзию, что ЛА находится слишком близко к ВПП, особенно когда окружающая местность слабо освещена.
Пилотам, осуществляющим полёты в ночное время, рекомендуется пользоваться дополнительными кис лородными системами даже на тех высотах и в тех ситуациях, где это напрямую не предписывается нормативными документами, особенно во время по лёта в сложных метеоусловиях или при наличии нару шений в состоянии здоровья.

ii,FФ!ifl
Принятие аэронавигационных решении"'
![]()
Принятие аэронавигационных решений (ПАР) осущест вляется пилотом в уникальных с точки зрения задач и ответственности условиях - в ходе полёта. Под этим понятием подразумевается систематический подход к мыслительному процессу, использующийся пилотом для определения наилучшего образа действий в заданных обстоятельствах. Другими словами, ПАР - это набор действий, которые пилот намеревается предпринять на основе последней поступившей к нему информации.
Важность приобретения навыков ПАР невозможно переоценить. Хотя методы обучения пилотов и кон струкция летательных аппаратов постоянно совершен ствуются, это не позволяет полностью избежать авиаци онных происшествий. Несмотря на все технологические новшества, повышающие безопасность полётов, всё новые ошибки вызываются единственным фактором - человеческим. Как известно, более 80% от общего числа авиационных происшествий так или иначе связано с че ловеческим фактором. Подавляющее большинство этих
происшествий происходит во время посадки (24,1%) и взлёта (23,4%) (рис. 17-1).
ПАР представляет собой систематический подход к оценке рисков и управлению стрессовыми ситуациями. Для того, чтобы понять, как осуществляется ПАР, следует разобраться, как на процесс принятия решений влияют субъектив}J:ые факторы. Важно знать, что причины, за ставляющие человека принимать то или иное решение, можно не только понять, но и изменить.
Настоящая глава имеет своей целью помочь пилоту в совершенствовании навыков ПАР в целях снижения ри ска, связанного с процессом полёта.
История ПАР
В течение последних двадцати пяти лет человече ский фактор, или принятие правильных аэронави гационных решений, рассматривается в качестве важнейшего аспекта обеспечения безопасности
![]()
Доля от общего числа происшествий в гражданской авиации
![]()
Время полёта
2%
Время полёта
83%
Время поnёта 15%

Рис. 17-1. Доли общего количества авиационных происшествий, связанные с различными фазами полёта. Обратите внимание, что большинство происшествий происходит в фазах, занимающих незначительную часть времени полёта.
полётов и предотвращения авиационных происше ствий. Стремясь уменьшить число происшествий, вы званных человеческим фактором, авиапроизводители разработали ряд тренировочных программ, нацелен ных на совершенствование процесса ПАР. Программа тренингов по управлению ресурсами экипажа (УРЭ) для членов лётных экипажей направлена на выработку навыков по эффективному использованию всех доступ ных ресурсов - человеческих, аппаратных и инфор мационных - для улучшения взаимодействия между членами экипажа и повышение эффективности ПАР. Принятие оптимальных аэронавигационных решений является целью всего экипажа, и правильное управ ление ресурсами - один из путей совершенствования процесса ПАР.

![]()
![]()
![]()
![]()
дdvisory
Circular
----.... --
)я(
UIW.lfdlo!,q--b•••-1t-•
"-- "1ю".'цo:.f..*..........,,.w <,_it
oo:''r,'\A --..Ц,A,-..ilO. ,
..... _ 1;,:,
-.., _.IЦIO)IJ•.
fln(till
n:, Ь Щ,fN1,l'l\r1fliMВ.!.-..,c INf ett.o:l<IJ •ntrq:a
f>Ol,f.V.1'!>11WH Ao-.;.ol n,,..
- -
Чlio l Rr.-illll
)..:..
....,._r'_'t
,'1!) 1•1 .. t'•U
"""'
:,,
..,,..,, _,.,. ,,.,:-:.!lt:
...........- ("01",.сn--.ю\..,. .._,
1!3',,l,1l"O('Wlo,Xe,..,.t
"-""01. --.ь-
-•IП"l'l")l!"l ol'll-
ii.. -.l,\• ,lt--•
,..-o.,,1tiн; -!r>•<",
\1100
оот,мtм.и,. t ..,,_,
........,..,._,_
,--.е --..---.,,,.....
,,.1,.... ..-..,.,..,......
_
..,. l j1, fla 1t
,:
,U<O,!i,t(М,.D..11,!IIQWrt1!otl'O•'l .:,,,nч,..,
[ Sl11L'I ,-, r•"-' $tt. U.:
;,,,co:...-.t. w.:: 41 1Ш:о
,.Jl IJ ',fl$
а\,:,,! --ьс,
:.-r.:1110. iJ!CJ;I
,r.;,,"'il(",:,1fi>ta1QClt u
<M11.t<Dlm•'f'"<lll< •i;11,n,cn,.
,\
11, 5'dlt.W alliUI
t)....-.
001'5Mt') ·".-'...,'"'. п..,,_;,.-.w,..,
..............
=L :lh::Q,-..&fi-:1 :, :.. ""
м
'\,
l,k,:,J' 1-.k!
.\1IA1t:,11. С•lн 1111»
,.ы. .. ..,..
1"":.U r:, l '.'f'.,
,l'-•,l.a;r,,•,,.. -r!,fсlS,
..r,,11CH\. (•
1H((J
--
Ufs-1«• ..... -Jt,,tos_
,,. _--, ъ
,
, и
a--1,.,..., ,..t:i (c-<WDI
-,...lrL.1Sl.!',ti,l .'I,IN.J_,U,!l.f',fl-Ulfpm, r,jм-
llr-li, --.:.;.,: o,1
-
---
.. lt.u,u.--.цiatм,lu,:, ...
....-t,)o,II.Jbl-«:1'ft:
_ ,ь.-"--'.Jьа .._,_,,..
а. 11).l{e• lo,p
,..., · ,,...,_, <>f · ,p,r\"'f"'► ..
C1J\I\IF.\"'l lil1YD
"- с..- 1"1,,-#м--.
ц1 c..•..---.i,,;,,.u,.,_,wu
rащ,• ... а,,, cmt.,1..0><- •
l.'=t!: ..,..-.,. .. pи,,,#o<JC'III
---м,-.....
Ft
f'll "--" om:...
,'J )(l)(Ad,, Q..,:a:.: ,
- ..
.....
l'.0.lla.. a.,,..,tll
DC?iJ:;li\
ФК:,;;1..Ь,,,,.. •L-.,.. ,
:... ==- -• АС"•ое
a.-..,oшnci,.,,11.: .1:io
-- .,...,..
Федеральная авиационная администрация США (FAA) разработала несколько тренировочных про грамм для приобретения навыков ПАР, а также вы пустила ряд директивных документов, делающих об учение ПАР неотъемлемой частью учебного процесса подготовки пилотов. Теоретические и эксперимен тальные исследования в области ПАР привели к пу бликации в 1987 году шести руководств, описывающих процесс ПАР для пилотов различных классов. Эти ру ководства имеют своей целью сократить количество
![]()
авиационных происшествий, связанных с человече ским фактором (рис. 17-2). Эффективность выпущен ных FAA материалов была подтверждена многочислен ными независимыми исследованиями, в ходе которых студенты лётных школ, наряду с обычными лётными дисциплинами, проходили и тренировку в области ПАР. Как показали исследования, пилоты, обучавши еся навыкам ПАР, делают меньше лётных ошибок, не жели те, кто такого обучения не проходил. Снижение числа ошибок у прошедших обучение пилотов стати стически значимо и составляет от 10 до 50%. 400 ты сяч часов ежегодного налёта пилотов, прошедших тре нировочные программы по обучению ПАР, показали 54%-ное сокращение числа лётных происшествий. Вопреки распространённому мнению, человек может научиться принимать правильные решения. Мы при выкли считать, что трезвость оценок и разумность суждений являются естественными побочными про дуктами жизненного опыта. Тем не менее, по мере уве личения налёта без происшествий совершенствуется и способность пилота принимать правильные решения. Основанный на обычном здравом смысле, процесс ПАР систематизирует мышление пилота, снижая риск че ловеческой ошибки и повышая вероятность полёта без происшествий. ПАР обеспечивает структурированный,
![]()
Рис. 17-2. Информационный циркуляр АС 60-22, «Принятие аэронавигационных решений», выпущенный FAA, содержит массу необходимой пилотам информации.
упорядоченный подход к анализу изменений, возника ющих во время полёта, и влияния, которое эти изме нения могут оказать на лётную безопасность. Процесс ПАР затрагивает все аспекты принятия решений во время полёта и определяет правильную последователь ность действий.
Выработка навыков принятия правильных аэрона вигационных решений включает в себя следующие необходимые шаги:
Определение индивидуальных особенностей, угрожающих безопасности полётов.
Обучение техникам модификации поведения.
Обучение тому, как распознавать стресс и бо роться с ним.
Обучение методам оценки рисков.
Создание навыка использования всех доступных ресурсов.
Оценка уровня подготовки в области ПАР. Управление рисками является важнейшим компо
нентом ПАР. Когда пилот использует правильные под ходы к принятию решений, связанный с процессом пилотирования риск снижается или даже полностью устраняется. Способность принимать правильные ре шения основана на опыте (непосредственном или кос венном) и уровне образования человека.
Рассмотрим, в качестве примера, использование ремней безопасности в автомобилях. Всего за два де сятилетия использование ремня безопасности стало нормой, а отказ от его использования считается анома лией. Те, кто сегодня использует ремни безопасности, научились этому на непосредственном или косвенном опыте. Например, водитель может узнать о пользе при менения ремня безопасности на собственном непо средственном опыте, когда попадает в автомобильную аварию, повлёкшую за собой вред здоровью. Примером косвенного опыта может являться случай с членом се мьи или близким другом, который пострадал во время аварии, поскольку не пристегнул ремень безопасности. В нашей повседневной жизни принятие неверного решения далеко не всегда приводит к трагедии. К со жалению, в авиации поле для ошибки гораздо у же, а её цена - неизмеримо выше. Поскольку ПАР является неотъемлемой частью управления воздушным судном, все пилоты должны владеть навыками ПАР и использо
вать их в процессе полёта.
Управление ресурсами экипажа (УРЭ) и управление ресурсами единственного пилота
Хотя методики УРЭ разработаны для пилота, рабо тающего в составе экипажа воздушного судна, неко торые из них могут быть использованы и пилотами
одноместных ЛА. Ряд принципов УРЭ был успешно применён на одноместных ЛА, что привело к созда нию методики управления ресурсами единственного пилота (УРЕП). УРЕП представляет собой теорию и практику управления всеми ресурсами (как находя щимися на борту ЛА, так и внешними), используе мых пилотом (перед полётом и во время него) с целью успешного завершения полёта. УРЕП включает в себя: ПАР; управление рисками (УР); управление зада чами (УЗ); управление автоматическими средствами (УАС); информированность о контролируемом полёте и представление о ландшафте местности, над которой совершается полёт; оценка обстановки (00). Пилот, прошедший обучение УРЕП, сохраняет осведомлён ность в обстановке, управляя автоматическими сред ствами, органами управления ЛА и навигационными задачами. Это позволяет пилоту правильно оценивать риски и управлять ими и принимать точные и своевре менные решения.
Методики УРЕП помогают пилотам научиться соби
рать информацию, анализировать её и вырабатывать правильные решения. Хотя полёт координируется единственным человеком, а не лётным экипажем, ис пользование таких ресурсов, как служба управления воздушным движением (УВД) и станция службы обе спечения полётов (ССОП), в значительной степени, воспроизводит принципы УРЭ.
Опасность и риск
ПАР определяется двумя главными факторами - опас ностью и риском. Опасность - это реальные (или ка жущиеся таковыми) условия, события или обстоятель ства, с которыми столкнулся пилот. Встретившись с опасностью, пилот производит её оценку на основе различных факторов. Пилот определяет масштаб по тенциального ущерба, который отражает сделанную пилотом оценку опасности - риск.
Иными словами, риск является мерой оценки оди ночной или совокупной опасности, возникшей перед пилотом. Различные пилоты, однако, смотрят на опас ность по-разному.
Приведём в качестве примера следующую ситуацию. Прибывший на предполётный осмотр пилот обнару живает небольшую зазубрину в середине передней кромки воздушного винта. Поскольку самолёт на ходился на лётном поле, зазубрина, скорее всего, вы звана ударом камня или другого объекта, попавшего в завихрение от воздушного винта другого самолёта. Зазубрина представляет собой опасность (возникшее обстоятельство). Риск заключается в возможности об разования трещины при вращении повреждённого воз душного винта.
Опытный пилот может счесть этот риск несуществен ным. Он понимает, что такая зазубрина распределяет нагрузку по достаточно большой площади, что она расположена в наиболее прочной части воздушного винта, и, основываясь на своём опыте, исключает воз можность возникновения трещины и связанных с этим значительных проблем. Он не станет отменять полёт. Неопытный пилот может счесть зазубрину фактором высокого риска, поскольку он не может в полной мере оценить её воздействие на работу воздушного винта, а его учили, что повреждение винта влечёт за собой ката строфические последствия. Такая оценка заставит его отменить полёт.
Таким образом, одни и те же факторы восприни
маются различными людьми по-разному, что сильно влияет на принятие ими решений. Это есть так назы ваемый «человеческий фактор», который порой играет более важную роль, чем образование, жизненный опыт, состояние здоровья, физиологические аспекты и т.д.
Другим примером оценки риска может служить тра гический полёт гражданского самолёта «Бичкрафт Кинг Эйр», оснащённого противообледенительной и размораживающей системами. Уходя ниже слоя сплошной облачности, пилот сознательно вошёл в зону сильного обледенения. Благоразумный пилот оценил бы риск как высокий и превышающий возможности самолёта, однако этот пилот поступил прямо наоборот. Почему пилот принял такое решение? Причиной стал его прошлый опыт. Ранее на этом самолёте пи лот неоднократно входил в области с аналогичными
атмосферными условиями, хотя в тех случаях обледене ние прогнозировалось, начиная с высоты 600 м. В этот раз обледенение прогнозировалось от самой поверхно сти земли. Пилот не усмотрел разницы между преды дущими и текущими погодными условиями, счёл риск незначительным и решил рискнуть. Неправильная оценка рисков в возникшей ситуации повлекла за со бой гибель пилота и пассажиров самолёта.
Опасные психологические установки и методы противодействия им
Годность клётной работе определяется не только физи ческим состоянием пилота и его опытом. На качество принимаемых пилотом решений самым существен ным образом влияют его психологические установки.
Психологическая установка (диспозиция) - это мотивационная предрасположенность тем или иным образом реагировать на людей, ситуации и события. Исследования позволили определить пять опасных психологических установок, которые влияют на спо собность принимать разумные решения и обеспе чивать их выполнение: сопротивление авторитету, импульсивность, чувство неуязвимости, стремление к самоутверждению и пассивность (рис. 17-3).
Опасные психологические установки часто приво дят к неправильным решениям. Этому, однако, можно эффективно противодействовать, модифицируя уста новки так, чтобы они не влияли на трезвую оценку обстановки и качество решений.
Пять опасных психологических установок ' |
Сопротивление авторитету: «Не надо мной командовать». Эта установка характерна для людей, которым не нравится, когда другие говорят им, что нужно делать. В каком-то смысле, их позиция выражается словами: «Мне никто не указ». Они не терпят, чтобы ими командовали, и склонны считать правила, инструкции и методики глупыми или бесполезными. Сказанное не относится к случаям, когда человек уверен, что авторитет или вышестоящее лицо допускает ошибку; в такой ситуации он просто обязан поставить это мнение или распоряжение под вопрос. |
Импульсивность: «Если действовать - то быстро». Эта установка характерна для людей, которые часто ощущают потребность в немедленных действиях и решениях. Они не хотят остановиться и подУмать о том, что собираются сделать; они не выбирают наилучшее из решений. Они просто делают первое, что приходит им в голову. |
Чувство неуязвимости: «Со мной такого не случится». Многие люди ошибочно полагают, что происшествия происходят с другими, но только не с ними. Они знают, что происшествия случаются постоянно и могут затронуть любого человека, - тем не менее, они чувствуют или верят, что с ними не может случиться ничего плохого. Пилоты с такой установкой реже обращают внимание на опасность и чаще рискуют. |
Стремление к самоутверждению: «Я смогу!» Пилоты часто пытаются доказать окружающим, что они лучше остальных. Их установку можно выразить следующим образом: «Я смогу это сделать - я им докажу!» Такие пилоты идут на риск, чтобы впечатлить других или завоевать уважение окружающих. Считается, что подобное поведение более характерно для мужчин; на самом же деле, женщины в равной степени подвержены воздействию этой установки. |
Пассивность: «Какой смысл?» Пилоты, которые думают: «Какой смысл?» или «Что толку?», не верят, что способны как-то изменить происходящее с ними. Когда всё идёт хорошо, пилот полагает, что ему просто повезло. Когда случается нечто плохое, пилот надеется, что кто-то другой придёт и поможет ему, либо сетует на своё невезение. Такие люди всегда перекладывают бремя решений и действий на окружающих. Иногда они даже подчиняются заведомо неразумным приказам просто потому, что не хотят «обижать» других. |
"
Рис. 17-3. Пять наиболее опасных психологических установок.
Первый шаг к нейтрализации опасных установок со стоит в их обнаружении. Обнаружив установку, в кото рой он видит угрозу, пилот должен идентифицировать её как опасную, после чего выбрать соответствующее противодействие. Противодействия каждой из опас ных установок должны оставаться в памяти, чтобы автоматически вспоминать о них всякий раз, как это будет необходимо.
Риск
Во время любого полёта пилот одноместного самолёта принимает множество решений - зачастую, в опасных условиях. В каждом случае пилоту необходимо оценить степень риска и определить образ действий, который позволит снизить риск до минимума.
Оценка риска
Для пилота одноместного ЛА оценка риска представ ляет более сложную задачу, чем кажется. При при нятии решения пилоту приходится самостоятельно оценивать качество собственных решений. Если утом лённого пилота, находящегося в воздухе шестнадцать часов, спросить, не слишком ли он устал, чтобы про должать полёт, весьма вероятно, что будет получен от рицательный ответ. В большинстве своём пилоты наце лены на результат и при получении полётного задания склонны забывать о личных ограничениях, одновре менно преувеличивая значение факторов, не имеющих прямого отношения к поставленной задаче.
Например, пилоты вертолётов экстренной медицин
данных можно рекомендовать пилотам с налётом ме нее 500 часов при выполнении полётов в ПМУ устано вить для себя более жёсткие личные ограничения, чем это предписывают нормативные документы, и, если это возможно, использовать навыки полётов по ППП, даже если метеоусловия позволяют полёт по ПВП.
Существует несколько моделей оценки рисков. Хотя подходы, используемые в этих моделях, несколько раз личаются, все они имеют единую цель - оценить ри ски с максимальной степенью объективности. Ниже приводится описание двух моделей оценки рисков.
Наиболее простой инструмент - матрица рисков (рис. 17-4). Она оценивает два фактора: вероятность со бытия и степень серьёзности его последствий.
с | Матрица оценки риско | ;:-t ""' | - | , "';с | ;, 2 А | ., | с -"''1 = /1'а: |
Вероятность возникно- вения | Уровень опасности | ||||||
Катастрофи- ческий | Критический | Допустимый | Незначи- тельный | ||||
Вероятно | Высокий | Высокий | Серьёзный | ||||
Эпизодически | Высокий | Серьёзный | |||||
Маловероятно | Серьёзный | Умеренный | Умеренный | Низкий | |||
Невероятно | |||||||
Рис. 17-4. Настоящая матрица рисков соотносит вероятность и уровень опасности и может использоваться практически для любого вида деятельности. В приведённом ниже примере пилот оценил вероятность события как «эпизодическую», а уровень опасности - как «катастрофический». Как можно видеть, в этом случае риск оценивается как «высокий».
Вероятность события
ской помощи при принятии решения зачастую руко водствуются, прежде всего, самочувствием пациента. При этом они преувеличивают значение второстепен ных факторов (самочувствие пациента, в данном слу чае, является именно таким фактором) и в то же время не учитывают реальные опасности, например, соб ственное утомление или неблагоприятные погодные условия. Пилот одноместного ЛА, не имеющий возмож ности узнать мнение других членов экипажа, должен сопротивляться собственному стремлению поддаться влиянию второстепенных факторов и пренебречь ре альной опасностью. В этом смысле он более уязвим, чем экипаж из нескольких человек.
Сводки Национального комитета безопасности на транспорте США и другие отчёты об авиационных происшествиях могут помочь пилоту научиться бо лее эффективно оценивать риски. Например, уровень аварийности ночных полётов в простых метеоусло виях (ПМУ) снижается почти вдвое, как только налёт пилота достигает 100 часов, и продолжает снижаться, пока налёт не достигнет 1000 часов. На основании этих
В матрице рисков используются четыре уровня ве роятности того, что определённое событие произой дёт. Событие может оцениваться как вероятное, эпизодическое, маловероятное или невероятное. К примеру, пилот выполняет полёт из пункта А в пункт В (расстояние 100 км) в минимально допустимых ПМУ. Первый вопрос, на который пилоту необходимо ответить - это вероятность попадания в область сложных метеоусловий (СМУ). Основываясь на про гнозе погоды, а также на опыте других пилотов, пилот определил вероятность встречи со СМУ как
«эпизодическую».
Пояснения к степеням вероятности события:
• вероятное - событие может произойти, причём неоднократно;
• эпизодическое - событие, скорее всего, рано или поздно произойдёт;
маловероятное - событие, скорее всего, не про изойдёт, но всё же это возможно;
• невероятное - вероятность того, что событие про изойдёт, крайне мала.
Следующий параметр, который нужно определить - это уровень опасности (степень серьёзности послед ствий действий пилота). Это может касаться как ущерба для здоровья, так и материального ущерба, либо и того, и другого в сочетании. Если пилот из нашего примера не сертифицирован для полётов по ППП, каковы по следствия его попадания в область СМУ? В- данном слу чае, поскольку пилот не имеет навыков полётов ППП, последствия будут катастрофическими.
Пояснения к значениям уровней опасности для дан ного случая:
• катастрофический - смертный исход, полная по теря ЛА;
• критический - тяжкие увечья, серьёзное повреж дение ЛА;
• допустимый - небольшие увечья, умеренное по вреждение ЛА;
• незначительный - несущественные телесные по вреждения, несущественные повреждения ЛА.
Сопоставив значения факторов в матрице оценки ри сков на рис. 17-4, получаем, что риск является высоким. Следовательно, пилот должен либо вообще отказаться от намерения лететь, либо найти способы снизить, устранить или контролировать риск.
Матрица на рис. 17-4 обеспечивает упрощённую оценку типовой ситуации. Существуют более ком плексные программы, созданные специально для пилотов (рис. 17-5). Эта программа включает в себя более широкий круг вопросов, позволяющих оце нить состояние здоровье пилота, уровень его утом ления, погодные условия и т.д. Различным вари антам ответа соответствуют определённые числа, которые суммируются. Итоговое значение указывает на уровень риска, соответствующий тем или иным обстоятельствам.
Снижение риска
Одной оценки риска недостаточно. Определив уровень риска, пилот должен найти способы его снижения. Предположим, пилоту необходимо выполнить полёт из пункта А в пункт В (расстояние 100 км) в минимально допустимых ПМУ. В таком случае, у него есть несколько способов снизить риск:
• подождать, когда погодные условия улучшатся до обычных ПМУ;
• обратиться к пилоту, сертифицированному для по- лётов в СМУ;
• отложить полёт;
• отменить полёт;
• поехать на автомобиле.
Одна из лучших методик, с помощью которых пи лоты одноместных ЛА могут снизить риск, - это ис пользование так называемого опросника IMSAFE (мне моническая аббревиатура, составленная из первых букв содержащихся в нём вопросов). Опросник позво ляет оценить физическую и психическую готовность пилота к полёту.
I - болезнь (Illness): болен ли я? Болезненное со стояние пилота создаёт значительный риск во время полёта.
М - лекарства (Medication): принимаю ли я какие либо лекарства, которые могут вызвать сонливость или повлиять на мои решения?
S - стресс (Stress): ощущаю ли я психологическое напряжение? Нет ли у меня проблем со здоровьем, финансовых затруднений или сложностей в се мье? Стресс может существенно снизить концен трацию и работоспособность человека. Однако, среди медицинских факторов, которые, согласно нормативным документам, требуют от пилота оставаться на земле, стресс не фигурирует. Пилот должен сам оценить, насколько испытываемый им стресс способен повлиять на его пригодность к лётной деятельности.
А - алкоголь (Alcohol): употреблял ли я спиртное последние 8 часов? Последние 24 часа? Повлиять на способность пилота управлять ЛА могут всего 30 грамм водки, одна бутылка пива или 120 грамм вина. Алкоголь также увеличивает подвержен ность пилота кислородному голоданию и потере пространственной ориентации.
F - утомление (Fatique): утомлён ли я? Имел ли возможность отдохнуть? Утомление пилотов оста ётся одной из главных угроз для безопасности по лётов. Пилоты часто пренебрегают утомлением, обращая на него внимание только после того, как серьёзные ошибки уже допущены.
Е - еда (Eating): имел ли я возможность поесть надлежащей пищи в достаточном количестве, чтобы мне хватило запаса энергии на полёт?
Вопросник PAVE
Другой путь к снижению риска - это правильное вос приятие опасности. Вопросник PAVE, использующийся при предполётном планировании, позволяет разделить риски на четыре категории: командир воздушного судна (КВС) (Pilot-in-command), летательный аппарат (ЛА) (Aircraft), условия полёта (enViroment) и давление извне (External pressures).
Пользуясь таким опросником, пилот с лёгкостью за поминает названия категорий и определяет степень ри ска в каждой из них. Как только пилот оценил полётные
- Оценка рисков ·- - ,., | ||||
Имя пилота | Полёт из в | |||
Сон | Как проходит день? | |||
1. Спал плохо или менее 8 часов | 2 | 1. «Всё валится из рук»: опаздываю, делаю ошибки, сбиваюсь с ритма | 3 | |
2. Спал хорошо | о | 2. Отличный день | о | |
Как себя чувствуете? | Предстоящий полёт... | |||
1. Простужен или другое заболевание | 4 | 1. Дневной | 1 | |
2. Чувствую себя отлично | о | 2. Ночной | 3 | |
3. Лёгкое недомогание | 2 | |||
Погода в месте прибытия | Планирование | |||
1. Видимость более 8 км, потолок более 900 м | 1 | 1. Необходимо срочно взлетать | 3 | |
2. Видимость не менее 5 км, потолок не менее 300 м | 3 | 2. Спешки нет | 1 | |
3. Сложные метеоусловия | 4 | 3. При планировании использовались диаграммы и компьютер | о | |
Сумма столбца | 4. Планирование производилось с помощью компьютерной программы | да | 3 | |
нет | о | |||
5. Вы проверили вес и центровку? | да | о | ||
нет | 3 | |||
6. Вы провели оценку лётных характеристик? | да | о | ||
нет | 3 | |||
7. Вы провели инструктаж пассажиров на земле и в полёте? | да | о | ||
нет | 2 | |||
Сумма столбца | ||||
Общая сумма | ||||

:Qs:
,:s:
а.
:('s1:)
::i::
Несложный полёт
Необходима осторожность
Проблемная область
Рис. 17-5. Пример более детализированной программы оценки рисков.
риски, ему необходимо решить, сможет ли он успешно и безопасно управлять каждым из рисков в отдельно сти или их сочетанием. Если он сочтёт, что эффектив ное управление рисками невозможно, нужно отменить полёт. Если пилот принимает решение осуществить полёт, он должен разработать стратегию для снижения рисков. Один из способов контроля рисков - устано вить персональные минимумы для рисков каждой ка тегории. Эти пределы определяются индивидуальным уровнем подготовки и опыта конкретного пилота.
Например, ЛА может выдерживать максимальную
боковую составляющую ветра в 15 узлов (как указано в руководстве по лётной эксплуатации), но опыт пилота ограничивается полётами при боковой составляющей не более 10 узлов. Следовательно, этому пилоту не безопасно подниматься в воздух при боковой состав ляющей более 10 узлов, не пройдя дополнительное обучение. Таким образом, уровень опыта полётов при боковой составляющей 10 узлов является персональ ным ограничением данного пилота до тех пор, пока под руководством сертифицированного лётчика-инструк тора он не получит дополнительные навыки, позволя ющие ему летать при более сильном боковом ветре.
Чрезвычайно важно понимать разницу между тем, что «разрешено» в смысле допустимости согласно нор мативным документом, и тем, что «разумно» или «без опасно» в зависимости от опыта и уровня подготовки конкретного пилота.
Р - pilot-in-command (командир воздушного судна, КВС)
Во время полёта пилот представляет собой один из факторов риска. Пилот обязан спросить себя: «Готов ли я к этому полёту?» и ответить на этот вопрос, учи тывая свой опыт, налёт, регулярность выполнения полётов, физическое и эмоциональное состояние. Рекомендуется пользоваться опросником IMSAFE.
А - aircraft (летательный аппарат, ЛА)
Какие ограничения на данный полёт накладывает ЛА? Задайте себе следующие вопросы:
• Пригоден ли ЛА для выполнения данного полёта?
• Хорошо ли я знаком с ЛА, обладаю ли достаточным опытом его эксплуатации? При определениилётно технических характеристик и составлении руко водства по лётной эксплуатации всегда использу ются совершенно новые ЛА, которыми управляют профессиональные лётчики-испытатели. Следует помнить об этом при оценке собственного состоя ния и характеристик ЛА.
• Надлежащим ли образом оборудован ЛА для данного полёта? Бортовые приборы? Световое
оборудование? Навигационное и коммуникацион ное оборудование?
• Возможно ли на данном ЛА обеспечить достаточ ную безопасность при взлёте с имеющейся ВПП в текущих погодных условиях?
• Достаточна ли его грузоподъёмность для предпо лагаемой нагрузки?
Может ли ЛА эксплуатироваться на высотах, наме ченных для полёта?
• Достаточна ли ёмкость его топливных баков, чтобы обеспечить необходимую дальность полёта с уста новленным нормативами резервным запасом?
• Соответствует ли количество загруженного то плива расчётному?
V - enViroment (условия полёта)
Погода
Из всех условий полёта погода - наиболее важный. Ранее была высказана рекомендация пилотам устано вить собственный персональный минимум, особенно когда дело касается погоды. Оценивая погодные усло вия полёта, пилот должен ответить на эти вопросы:
Каковы текущие значения потолка и видимости? Если полёт будет проходить над горной местно стью, минимумы потолка и видимости должны быть увеличены, особенно если пилот не знаком с рельефом местности.
Что будет, если погодные условия окажутся отлич ными от прогнозируемых? Необходимо иметь аль тернативные планы полёта и быть готовым к изме нению маршрута, если погода внезапно изменится.
Каковы характеристика ветров в районе аэродрома вылета и сила боковой составляющей?
При полёте над горной местностью нужно учесть возможное наличие верховых ветров. Сильные ветры в горной местности могут вызывать интен сивные турбулентности и нисходящие потоки, представляя серьёзную опасность для ЛА даже при благоприятных в целом погодных условиях.
Ожидаются ли грозы?
Если имеется облачность, есть ли опасность обле денения, текущая или прогнозируемая? Каков раз брос значений температуры/точки росы и текущая температура на высоте? На всех ли участках марш рута возможно безопасное снижение?
Если возникнет угроза обледенения, достаточно ли хорошо пилот знаком с противообледенитель ным и размораживающим оборудованием ЛА? В каком состоянии находится это оборудование и насколько оно работоспособно? Разрешена эксплу атация данного ЛА в условиях обледенения, и если да, то в каких именно?
Оценка рельефа местности является ещё одним важ ным этапом анализа условий полёта.
Чтобы избежать столкновений с препятствиями на местности, особенно в ночное время или при низкой видимости, определите безопасную высоту полёта заранее, используя значения, указанные в таблицах для ПМУ и СМУ.
Для минимизации вероятности столкновений ис пользуйте данные наибольших высотных отметок и другую аналогичную информацию.
Аэродром
Каким именно светосигнальным оборудова нием оснащён аэродром назначения и запасные аэродромы?
Оборудованы ли эти аэродромы системой визу альной индикации глиссады (СВИГ), указателем траектории точного захода на посадку (УТТЗП), инструментальной системой посадки (ILS) или иными системами наведения по глиссаде? Функционируют ли они? Должен ли пилот активи ровать светосигнальное оборудование аэродрома по радио?
Для получения информации о закрытых ВПП или аэродромах обратитесь к извещениям пилотам (НОТАМам). Особое внимание следует обратить на неработающие посадочные или сигнальные огни, командно-диспетчерские пункты и т.д.
Выбор маршрута полёта - очень ответственная задача. В случае отказа двигателя наличие близле жащих аэродромов приобретает исключительное значение.
Не является ли зона приземления аэродрома на значения или запасных аэродромов укороченной или окружённой препятствиями?
Воздушное пространство
Если маршрут полёта проходит над удалёнными и/или ненаселёнными областями, имеется ли на борту ЛА соответствующая экипировка, провизия и аварийно-спасательное оборудование на случай вынужденной посадки?
Если маршрут проходит над водной поверхностью или ненаселёнными территориями с возможно стью потери визуальных ориентиров горизонта, готов ли пилот к полёту по ППП?
Убедитесь, что на всём протяжении маршрута не действуют никакие временные полётные ограничения.
Полёт в ночное время
К ночному полёту следует отнестись с особым вниманием.
Если полётное задание предполагает полёт в ноч ное время над водной поверхностью или ненасе лёнными территориями с возможностью потери визуальных ориентиров горизонта, пилот должен быть готов к полёту по ППП.
Позволяют ли условия полёта совершить аварий ную посадку в ночное время?
Проведите предполётный осмотр всех бортовых аэронавигационных огней с целью проверки их готовности к ночному полёту. Имейте с собой как минимум два карманных фонаря: один для внеш него осмотра, другой - поменьше и с изменяемой яркостью.
Е - external pressures (давление извне)
Давление извне - это влияние факторов, внешних по отношению к полёту, которые могут создать у пилота ощущение психологического принуждения к выпол нению полёта - часто ценой дополнительного риска. Давление извне на пилота могут оказывать следующие факторы:
Информация о том, что его ожидают в пункте прибытия.
Нежелание разочаровывать кого-либо из пассажиров.
Стремление продемонстрировать свою квалификацию.
Стремление произвести впечатление на кого-либо.
Желание любой ценой выполнить поставленную перед самим собой задачу (одержимость, «кровь из носу», готовность идти напролом)
Общая нацеленность пилотов на выполнение по ставленной задачи.
Эмоциональное давление, вызванное опасением, что квалификация и мастерство пилота могут ока заться ниже, чем он того хотел бы. Гордость спо собна стать мощнейшим внешним фактором!
Управление давлением извне
Управление давлением извне - наиболее важная часть процесса управления рисками, поскольку факторы этой категории рисков могут заставить пилота игно рировать факторы всех других категории. Внешние факторы создают на пилота воздействие, требующее выполнения сложных и ответственных действий в ограниченные сроки, и являются причиной большин ства авиационных происшествий.
Пилот должен постоянно принимать решения, основывающиеся на его квалификации, состоянии здоровья, психическом и эмоциональном состоянии, степени утомления и многих других переменных. Предположим, пилота вызывают рано утром для выполнения длительного полёта. Если пилот спал всего несколько часов и ощущает симптомы начинающейся простуды, будет разумно усомниться в том, что безопасность полёта может быть обеспечена в полной мере. Пилоту удалось поспать всего четыре часа, когда позвонил его начальник с просьбой выполнить полёт в город, находящийся на расстоянии 1200 км. Согласно прогнозу погоды, метеоусловия являются неблагоприятными, а их улучшение маловероятно. Оценив собственное состояние, пилот принял решение отказаться от выполнения полёта. Начальник выразил недовольство, но пилоту удалось убедить его, что связанные с полётом риски являются неприемлемыми. |
Условия полёта Сюда входит множество факторов, не связанных с пилотом и ЛА, например, погода, обеспечение безопасности полётов, навигационные средства и оборудование, рельеф местности, зоны взлёта и посадки и окружающие их препятствия. Погода является фактором, который может кардинально меняться с течением времени и по мере продвижения по маршруту. Пилот лёгкого самолёта заходил на посадкусразу после того, как с параллельной ВПП произвёл взлёт тяжёлый авиалайнер. Пилот предположил, что турбулентность спутного следа не вызовет проблем, поскольку ранее он уже совершал посадки в подобных обстоятельствах. Сочетание господствующих ветров и турбулентности спутного следа после взлёта тяжёлого авиалайнера привело к тому, что самолёт совершил жёсткую посадку. Пилот допустил ошибку при оценке условий посадки. |
Летательный аппарат Принимаемые пилотом решения часто основываются на оценке параметров ЛА, например, его лётно-технических характеристик, бортового оборудования и полётопригодности. Во время предполётного осмотра пилот заметил небольшую утечку масла в нижней части капота. Хотя количество вытекающего масла было незначительным, пилот принял решение отложить взлёт и предложил механику установить причины утечки. Правильность принятого пилотом решения подтвердилась, когда механик обнаружил, что утечка вызвана трещиной в шланговом фиттинге масляного радиатора. |
Давление извне Взаимодействие между пилотом, ЛА и окружающей средой в значительной степени определяется целью полёта. Рассмотревфакторы трёх предыдущих категорий, пилот должен принять решение о возможности выполнения или продолжения пилота. Разумно поинтересоваться: какова причина полёта? Насколько критично точное соблюдение расписания? Оправданы ли связанные с полётом риски? В ходе перегона нового самолёта с завода, в неблагоприятных погодных условиях, пилот определил путевую скорость и подсчитал, что к моменту прибытию в пункт назначения топлива в баках останется всего на 1О минут полёта. Пилот принял решение продолжить выполнение графика полёта и попытаться «растянуть»остаток топлива вместо того, чтобы совершить посадку для дозаправки. Совершив посадку практически с нулевым запасом топлива, пилот понял, что принятое им решение в ухудшающихся погодных условиях могло с лёгкостью привести к аварийной посадке. Не было никакой необходимости идти на подобный риск. |
![]()
Рис. 17-6. Опросник PAVE.
Одним из методов управления давлением извне явля ется использование стандартных операционных про цедур (СОП). Цель этих процедур - снизить влияние на пилота внешних факторов. Некоторые из стандарт ных операционных процедур:
Предусмотреть время для дополнительной оста новки с целью дозаправки горючим или для ава рийной посадки при неблагоприятных погодных условиях.
Предусмотреть возможность прибытия с опоз данием или принять меры к тому, чтобы задание было выполнено иным способом (например, зака зать вспомогательный рейс).
В особых случаях -запланировать вылет таким об разом, чтобы прибыть в пункт назначения вовремя вне зависимости от непредвиденных ситуаций.
Сообщить лицам, ожидающим в пункте назна чения, что прибытие может быть задержано. Предусмотреть способ заблаговременно известить их о задержке.
Управлять ожиданиями пассажиров. Сообщить пассажирам, что прибытие точно по расписанию может оказаться невозможным, и им необходимо заранее подготовиться к этому.
Исключить подсознательное стремление вер нуться домой (даже в случае кратковременного полёта): всегда иметь при себе небольшую сумку с набором принимаемых лекарств, раствором для контактных линз, туалетными принадлежностями и другими предметами первой необходимости.
Ключ к управлению давлением извне лежит в из начальной готовности к задержкам. Помните, что путешествия на авиа- и автомобильном транспорте сопряжены с неизбежными задержками. Задача пилота - управлять рисками, а не создавать опасно сти (рис. 17-6).
Человеческое поведение
Учёные достаточно давно пытаются определить сте пень изначальной предрасположенности человека к риску и долю человеческого фактора в причинах раз личных катастроф. В 1951 году Элизабет Мечем Фуллер и Хелен Баун из Университета Миннесоты, США, опу бликовали результаты исследования в области дет ского травматизма, в котором принимали участие две отдельные группы учеников второго класса началь ной школы. Пятьдесят пять учеников неоднократно
становились участниками несчастных случаев, а с сорока восемью это не происходило ни разу. Дети из обеих групп учились в одной школе, и их семьи имели сходные демографические характеристики.
Ученики из группы без несчастных случаев демон стрировали отличное знание правил безопасности, оценивались как трудолюбивые и дружелюбные, но не имели особенных склонностей к физической актив ности. Ученики из группы неоднократных несчастных случаев были лучше развиты физически, оценивались как агрессивные и импульсивные, проявляли непослу шание под влиянием стресса, плохо переносили прои грыши и любили оказываться в центре внимания. Если предположить, что предрасположенность взрослого человека к несчастным случаям проистекает из его детского опыта и окружения, можно сделать вывод, что пилотов следует отбирать из той группы детей, которая выказывала знание правил безопасности, трудолюбие и доброжелательность к окружающим.
Очевидно, что это заключение не только неверно, -
такое попросту недостижимо. Пилотами становятся представители разных групп населения, с совершенно разными индивидуальными особенностями. Поэтому крайне важно, чтобы все пилоты прошли обучение ме тодикам принятия правильных решений.
Исторически, понятие «ошибка пилота» использова лось для описания авиационного происшествия, пря мой или косвенной причиной которого стало решение или действие пилота. Под это определение подпадают также случаи, когда правильное решение не было при нято, а необходимое действие - не совершено. В более широком смысле, эти происшествия обозначаются тер мином «человеческий фактор». Единственное решение или действие не приводит к происшествию, но серия решений и вытекающих из них действий в совокуп ности создают цепь событий, ведущую к неблагопри ятному исходу.
В статье «Невезучие пилоты» (журнал Aviation Week, 25 августа 2006 года) Патрик Вейлетт наглядно проде монстрировал, что причиной авиационных происше ствий чаще всего становится не одно плохое решение, а цепь плохих решений. «Героем» статьи стал знако мый автора, обозначенный как «капитан Х» («Captain Everyman»), пилот лёгкого самолёта «Бичкрафт SSP Бэрон», раз за разом попадавший в аварийные ситуации.
Однажды, совершая полёт в качестве инструктора с пилотом-курсантом, он отключил звуковой сигнал, по дающийся автоматически всякий раз, как ручка газа переводилась в режим малого газа. При заходе на по садку капитан Х забыл, что сигнал выключен, и не пе редвинул рычаг выпуска шасси, что привело к аварий ной посадке с убранным шасси.
Позже, выполняя руление перед взлётом и отвлёк шись на переговоры с диспетчером, он не завершил проверку системы кольцевания топливных баков и оставил кран правого топливного бака в положении кольцевания. Вскоре после взлёта пилот заметил тен денцию к правому крену и компенсировал её с помо щью элерона. Он не осознавал, что оба двигателя са молёта работают на топливе, поступающем из левого крыльевого бака, что вело к постепенному облегчению крыла. После двух часов полёта, когда самолёт нахо дился над глубоким каньоном, правый двигатель вне запно заглох. Пока пилот пытался установить причину отказа правого двигателя, заглох и левый. Капитан Х совершил аварийную посадку на песчаный берег реки, но не смог удержать самолёт на берегу, и тот затонул на глубине трёх метров.
Несколько лет спустя капитан Х пилотировал лёгкий транспортный самолёт «Де-Хэвиленд Твин Оттер», до ставляя груз в отдалённый пункт. По возвращению на базу, во время посадки, самолёт резко свернул влево, выехал за пределы ВПП и оказался в болоте на рассто янии 115 метров от неё. Планер самолёта и двигатели получили сильные повреждения. Осматривая самолёт, дознаватели обнаружили, что рукоятка управления носового колеса находится в положении полного от клонения. Согласно инструкции, после взлёта и перед посадкой она должна быть установлена в нейтральное положение. Капитан Х упустил это из виду.
Итак, кто такой капитан Х: пилот, предрасположен ный к происшествиям, или просто невезучий человек? Неполное выполнение всех пунктов инструкции - типичная причина авиационных происшествий. В то время как подобные ошибки совершает практически любой пилот, они, как правило, не приводят к авариям благодаря дополнительным мерам предосторожности, совершенству систем предупреждения, внимательно сти второго пилота или просто удаче.
Что делает пилота менее предрасположенным к про исшествиям? Успешный пилот обладает способностью концентрироваться, распределять рабочую нагрузку, отслеживать и выполнять несколько действий одно временно. В последнее время разработано несколько методик психологического тестирования, которые позволяют определить способность пилотов к много задачности и оценивают не только точность выполне ния действий, но и способность человека удерживать внимание на нескольких предметах одновременно. Под эгидой Федеральной авиационной администрации США было проведено расширенное исследование, име ющее целью выявить сходства и различия в психоло гических характеристиках пилотов, предрасположен ных и не предрасположенных к происшествиям. Были опрошены более четырёх тысяч пилотов, половина из
которых имеет «чистый» послужной список, а осталь ные в разное время становились участниками авиаци онных происшествий.
Пилоты, предрасположенные к происшествиям, имеют пять общих особенностей. Эти пилоты:
часто пренебрегают правилами;
демонстрируют очень высокий уровень корреля ции между авиационными происшествиями, зане сёнными в их личные карточки пилотов, и наруше ниями правил дорожного движения, отмеченными в их водительских правах;
по характеру часто бывают «искателями приключений»;
являются скорее импульсивными, нежели мето дичными и дисциплинированными, как при сборе информации, так и при принятии решений;
пренебрежительно относятся или вообще не ис пользуют внешние источники информации, вклю чая вторых пилотов, бортпроводников, сотруд ников служб обеспечения полётов и диспетчеров службы УВД.
Процесс принятия решения
Понимание методики процесса принятия решений создаёт основу для развития у пилота навыков ПАР и УРЕП. Хотя некоторые ситуации, например, отказ дви гателя, требуют немедленных действий в соответствии с установленными инструкцией процедурами, обычно во время полёта у пилота есть время проанализировать текущее положение, собрать информацию и оценить риски, и только после этого принимать решение.
Управление рисками и предотвращение рисков яв ляются гораздо более широкими понятиями, чем сле дует из их буквального значения. Управление рисками и предотвращение рисков - это методики принятия решений, разработанные с целью систематического предотвращения опасностей, оценки степени риска и определения наилучшего образа действий. Такие методики включают в себя следующие шаги: иден тификация опасности, оценка риска, анализ возмож ности его контролировать, принятие решения, вы полнение действий по контролю риска и мониторинг результатов.
Шаги, ведущие к принятию решения, и составляют процесс принятия решения. Существует пять моде лей структурированного подхода к решению задач и принятию решений: «SP», «ЗР», «ЗР, CARE и ТЕАМ»,
«OODA» и «DECIDE». Они позволяют систематизиро вать процесс принятия решений. Опыт показывает, что использование этих моделей в значительной сте пени помогает пилотам одноместных самолётов при принятии критических решений.
УРЕП и 5Р
УРЕП заключается в сборе информации, её анализе и принятии решений. Процесс обучения навыкам обна ружения проблем, анализа данных и принятия обо снованных и своевременных решений более сложный и многогранный, чем отработка того или иного полёт ного манёвра. Научиться оценивать положение и «пра вильно думать» в бесчисленном множестве ситуаций, возникающих в процессе реального пилотирования, гораздо труднее.
ПАР не предполагает единственного ответа; каждый пилот должен анализировать каждую ситуацию в свете собственной квалификации, персональных миниму мов и текущего уровня физической и психической готовности и принимать собственное, глубоко индиви дуальное решение.

План Самолёт Пилот Пассажиры
Программирование
Категории методики «ПятьР» ·
Рис. 17-7. Вопросник «ПятьР».
УРЕП хорошо выглядит на бумаге, но проходит время, прежде чем пилот начинает в полной мере пони мать его принципы и использовать их в повседневном лётном труде. Одна из практических методик называ ется «Пять Р» («SP») (рис. 17-7). SP - это «Plan» (план),
«Plane» (самолёт), «Pilot» (пилот), «Passengers» (пасса жиры) и «Programming» (программирование). Каждая из категорий представляет собой набор проблем и возможностей, стоящих перед одиночным пилотом, и каждая может значительно повысить или снизить риск возникновения непредвиденных ситуаций - в зависимости от способности пилота принимать инфор мированные и своевременные решения. Методика SP используется пилотами для оценки текущей ситуации в ключевые моменты полёта или при возникновении непредвиденных обстоятельств. Ключевыми момен тами являются предполётный осмотр, проверка перед взлётом, почасовые проверки систем, проверка перед началом снижения и в контрольной точке конечного этапа захода на посадку либо (при полёте по ПВП) не посредственно перед включением в схему движения.
В основе методики SP лежит идея, что условия, в которых функционирует пилот, определяются пятью основными переменными, заставляющими его при нимать либо единственное критическое решение, либо несколько менее критических, которые в сово купности могут привести к критическому исходу. Эти переменные - План, Самолёт, Пилот, Пассажиры и
Программирование. Концепция базируется на убеж дении, что существующие модели принятия решений по природе реактивные. Иными словами, принятию решения по управлению тем или иным риском всегда предшествует возникновение и обнаружение какого либо изменения во внешних условиях. Например, многие пилоты пользуются бланками управления ри сками, которые заполняют перед взлётом. Эти бланки представляют собой каталог рисков, которые могут возникнуть в полёте, с сопоставленными им числен ными значениями. Если сумма этих чисел превышает определённую величину, полёт отменяется либо в по лётное задание вносятся изменения. Неофициальные опросы показывают, что, при всей своей полезности для оценки факторов риска, в реальной жизни эти бланки почти никогда не используются пилотами во время полёта. Концепция SP основана на стремлении с максимальной пользой использовать информацию, содержащуюся в этих бланках и других моделях управ ления рисками.
Принцип модели SP в том, что пилот должен про
водить «плановую» проверку критически важных переменных в те моменты полёта, когда принятые на основании этой проверки решения будут наиболее эффективны. Например, отменить полёт из-за плохой погоды проще всего до того, как пилот и пассажиры произведут посадку на борт ЛА. Поэтому первый клю чевой момент - это предполётный инструктаж в ком нате планирования полётов, когда вся необходимая информация под рукой, а доступ к услугам базовых операторов авиатехники (FBO) позволяет составить альтернативный маршрут полёта.
Второй ключевой момент, наиболее подходящий для принятия критически важных решений, - это непо средственно перед взлётом. Пилотам крайне редко приходится осуществлять «аварийный взлёт». Хотя ос новное назначение методики SP - это помочь пилотам в полёте, правильное её применение перед взлётом по зволяет принять взвешенное решение об отмене полёта на основании всей имеющейся информации. Конечно, чаще всего принимается решение «взлетать» (иногда с определёнными ограничениями и изменениями), но пилот может и отказаться от взлёта. Таким образом, эти два ключевых момента являются критическими для принятия решения об отмене полёта.
Третий момент применения методики SP - середина полёта. Пилоты часто выжидают до тех пор, пока не окажутся в зоне доступности автоматической службы информации аэродрома (ATIS) и не получат от неё ин формацию о погодных условиях, но к этому моменту возможность принятия эффективных решений может быть уже упущена. Помимо этого, к концу долгого и трудного полётного дня утомление и низковысотная
гипоксия отнимают у пилота значительную часть сил и энергии, и он испытывает подсознательное стрем ление избежать необходимости принятия решений, смириться с внешними обстоятельствами. Если полёт продолжается дольше двух часов, проверки факторов SP должны производиться ежечасно.
Последние два ключевых момента - непосред ственно перед снижением в зону терминала и в кон трольной точке конечного этапа захода на посадку либо (при полёте по ПВП) непосредственно перед включением в схему движения до начала подготовки к посадке. В большинстве случаев пилоты выполняют заход на посадку в твёрдой уверенности, что посадка будет совершена с первой попытки. Более правильно предполагать, что изменение условий (снова факторы SP) с высокой вероятностью заставит пилота откло ниться от захода или уйти на второй круг. Это позволит пилоту сохранить готовность к любым обстоятель ствам, которые могут поставить под угрозу безопасное завершение полёта.
Так, уход на второй круг после четвёртого разворота экономит топливо, позволяет спокойно и без спешки использовать автопилот; кроме того, такое решение по своей природе не является реактивным. Уход на второй круг в точке принятия решения на посадочной прямой, хотя и достаточно сложен, всё же позволяет пилоту пла нировать и координировать свои действия, в отличие от более опасного манёвра - ухода на второй круг по сле касания ВПП.
Рассмотрим каждое из SP более подробно.
План
«План» можно также назвать миссией или задачей полёта. Он содержит основные элементы планирова ния полёта по маршруту, погодные условия, маршрут движения, запас топлива, частоту радиосвязи и т.д. В ходе полёта «план» должен пересматриваться и обнов ляться. Задержка взлёта - по техническим причинам, из-за изменений погодных условий или поступившего в последний момент отчёта о неисправностях - может привести к радикальным изменениям плана. «План» - это не только план полёта, но также всех событий, так или иначе связанных с полётом или с процессом выпол нения полётной миссии. «План» постоянно меняется и обновляется, особенно при изменениях в оставшихся четырёх Р. Проверка SP, по крайней мере, напоминает пилоту, что план полёта является частью реальной жизни и может быть изменён в любой момент.
Важнейшей частью любого плана являются погодные условия. Получение постоянной информации о погоде по каналу передачи данных даёт пилоту существен ные преимущества, но только если он обучен методике
обработке данных, поступающих в реальном времени, без потери ориентировки. Само собой разумеется, что информация о погодных условиях в обязательном по рядке требует принятия решения, даже если это про сто решение продолжать выполнение текущего плана. Пилоты ЛА, не оснащённых каналом передачи данных о метеоусловиях, должны получать последнюю инфор мацию о погоде от станции службы обеспечения полё тов или от службы контроля полётов.
Самолёт
Как «план», так и «самолёт» являются факторами, хо рошо знакомыми большинству пилотов. «Самолёт» представляет собой набор механических и внешних параметров, которые известны каждому пилоту, вла дельцу или оператору воздушного судна. С появлением электронного навигационного оборудования «само лёт» стал включать в себя поток информации от баз данных и автоматических средств управления, а также аварийные резервные системы. Существуют разные мнения по поводу использования автопилота при по лётах на одноместных ЛА в условиях ППП. Решение использовать автопилот или нет принимается каждым пилотом индивидуально.
При полёте в условиях ППП на ЛА, не оборудован ном автопилотом, принятие решений может зависеть от других Р, о которых будет сказано ниже. Среди этих факторов - уровень подготовки пилота и степень его утомления.
Пилот
Современным пилотам, особенно работающим в ком мерческих авиаперевозках, часто приходится совер шать продолжительные полёты на больших высотах и на значительные расстояния, порой в неблагопри ятных погодных условиях. ЛА, оснащённые современ ными электронными средствами управления, именно в силу совершенства и широты возможностей этих средств, создают у пилотов дополнительное психоло гическое напряжение. Начинать оценку рисков реко мендуется с заполнения опросника IMSAFE (см. ниже). Сочетание ночного времени, утомления и длитель ного полёта на высоте более 1,5 км может привести к снижению интуиции, лишить пилота способности критически оценивать получаемую информацию, сде лать его нерешительным, уступчивым и даже безраз личным. Получается, что в момент наступления наи более ответственного этапа полёта (к примеру, заход на посадку по приборам в ночное время, при неблаго приятных погодных условиях, после четырёхчасового полёта) пилот оказывается в наихудшем физическом и
психическом состоянии. Методика SP помогает пилоту предвидеть психологическую ситуацию конца полёта ещё перед взлётом, а также постоянно обновлять ин формацию о собственном состоянии в ходе полёта. Как только факторы риска определены и оценены, пилот получает возможность внести в план изменения, ко торые позволят снизить воздействие этих факторов и обеспечить более безопасное решение.
Пассажиры
Одно из главных отличий между УРЭ и УРЕП - это то, как пассажиры взаимодействуют с пилотом. У пилота одномоторного пассажирского ЛА, как правило, уста навливаются очень личные отношения с пассажирами, поскольку в течение всего полёта пилот находится в не посредственной близости от них.
Желание пассажиров успеть сделать пересадку в пункте назначения или не опоздать на важную дело вую встречу быстро превращается для пилота в один из важнейших факторов принятия решений. Если это происходит открытым и правильным образом, такой фактор может оказывать положительное воздействие.
Представим себе одномоторный самолёт, совершаю щий полёт в международный аэропорт имени Даллеса (Вашингтон, округ Колумбия, США). Пассажирам, ко торые являются близкими друзьями и деловыми пар тнёрами пилота, необходимо попасть в Вашингтон на важную деловую встречу. На протяжении всего марш рута до южной Вирджинии погода соответствует ПМУ, а при приближении к аэропорту ухудшается до СМУ. Если пилот использует методику SP, он может рассмо треть возможность аренды автомобиля в одном из аэ ропортов Северной Каролины или южной Вирджинии, где планирует совершить посадку для дозаправки то пливом. Таким образом, пассажиры смогут добраться до Вашингтона, а пилот избежит необходимости про должать полёт, если погодные условия не улучшатся.
Среди пассажиров ЛА могут оказаться сертифици рованные пилоты. Если никто заранее не назначен командиром воздушного судна (КВС), то (при возник новении непредвиденных обстоятельств) стили приня тия решений присутствующих на борту пилотов могут войти в конфликт друг с другом.
Пилоты также должны осознавать, что пассажиры, не являющиеся пилотами, часто не понимают всей серьёзности возникающих в полёте рисков. Каждый полёт несёт в себе элементы риска. Вот почему УРЕП является процессом управлением рисками, а не их устранения. Например, пилот может спокойно воспри нимать уровень риска, связанный с ночным полётом в СМУ, в то время как пассажиры могут счесть такой риск неприемлемым. Пилот, использующий УРЕП, обязан
обеспечить участие пассажиров в принятии решений и возложить на них обязанности и задачи, которые позволят им почувствовать свою вовлечённость в про цесс, одновременно отвлекая от неприятных мыслей. Если, получив от пилота конкретные разъяснения по поводу имеющихся рисков, пассажиры примут реше ние купить билеты на самолёт пассажирской авиаком пании или арендовать автомобиль, это будет очень хорошим результатом применения УРЕП. Помимо про чего, такой диалог позволит пилоту узнать, чего же на самом деле хотят пассажиры, а не строить предположе ния относительно их намерений. Это освободит его от дополнительного психологического давления.
Программирование
ЛА, оснащённые современными электронными сред ствами управления, предоставляют пилотам граж данской авиации совершенно новые возможности. Электронные приборные дисплеи, глобальная система определения координат (GPS) и автопилот снижают рабочую нагрузку на пилота и повышают его осве домлённость в обстановке. И хотя такие устройства относительно просты в программировании и исполь зовании, они отвлекают на себя внимание пилотов и удерживают его в течение достаточно продолжитель ных периодов времени. Чтобы избежать этого, пилот должен заранее запланировать, где и когда может про изводиться программирование захода на посадку, из менений маршрута и сбора информации, а когда этого делать не следует. Пилот, хорошо знакомый с обору дованием, маршрутом, особенностями местного воз душного движения и собственными возможностями, должен заблаговременно решить, где, когда и каким образом он будет осуществлять программирование и эксплуатацию бортовой автоматики.
Пилот обязан также подумать о том, что именно он
будет делать в случае внезапных изменений в траекто рии захода на посадку (и связанной с этим необходимо сти перепрограммирования бортовых устройств) или крупномасштабной корректировки плана (например, изменения маршрута) параллельно с ручным управ лением ЛА. Поскольку электронное оборудование не стандартизируется, первое время после смены ЛА или бортового оснащения пилот должен подходить к пла нированию и принятию решений более консервативно и осмотрительно.
Процесс УРЕП прост. По меньшей мере пять раз до и во время полёта пилот должен проанализиро вать факторы «План, Самолёт, Пилот, Пассажиры и Программирование» и принять решения, адекватные текущей ситуации. Часто говорят, что непринятие решения - это тоже решение. При использовании
методик УРЕП и SP даже решение не вносить никаких изменений в текущий план полёта принимается после тщательного анализа всех имеющихся факторов риска.
Perceive, Process, Perform (ЗР) - Воспринимать, Анализировать, Действовать
Модель Perceive, Process, Perform (ЗР) («Воспринимать, Анализировать, Действовать») обеспечивает простой, практичный и систематизированный подход к при нятию аэронавигационных решений во всех фазах по лёта. Для её использования пилоту необходимо:
воспринимать набор обстоятельств, сопровождаю щий полёт;
анализировать их, оценивая воздействие на без опасность полёта;
действовать, реализуя принятые решения.
Цель первого шага - обеспечить осведомлённость в обстановке и понимание потенциальных опасностей, представляющих собой события, объекты или обсто ятельства, которые могут привести к нежелательным последствиям. На этом этапе пилот систематически идентифицирует и протоколирует опасности, свя занные со всеми аспектами полёта: самим пилотом, ЛА, окружающими условиями и давлением извне. Важно понимать, что отдельные опасности могут объ единяться между собой, увеличивая уровень угрозы. Представьте себе, для примера, опасность, которая возникает, когда пилот, имеющий минимальный опыт полётов по ППП, хочет выполнить маршрутный полёт в условиях низкой облачности, чтобы принять участие в важной деловой встрече.
Цель второго шага - обработать полученную инфор мацию и определить, создают ли обнаруженные опас ности риск, представляющий собой будущие послед ствия опасности, которые нельзя контролировать или устранить. Степень риска, создаваемого конкретной опасностью, можно определить через широту подвер женности (количество затронутых ею людей или ре сурсов), серьёзность (масштабы возможных потерь) и вероятность (того, что опасность приведёт к потерям). Например, если опасностью является низкая облач ность, уровень риска зависит от ряда других факторов, как-то: уровень подготовки и опыт пилота, оборудова ние ЛА, наличный запас топлива и другие.
Цель третьего этапа - действовать, предпринимая шаги для устранения опасностей или снижения риска, а затем непрерывно отслеживать результаты этих дей ствий. В нашем примере с низкой облачностью пилот может принять следующее правильное аэронавигаци онное решение: определить подходящие альтернатив ные пункты назначения, выбрать из них аэродромы с хорошими погодными условиями и заправиться
Пилоты fi!Oryт определять опасности, используя вопросник PAVE: . |
Pilot (пилот) Гейл - физически здоровая, хорошо отдохнувшая женщина-пилот с налётом примерно 300 часов. Опасности - малый опыт полётов вообще и маршрутных в частности, а также то, что в течение последних двух месяцев она ни разу не поднималась в воздух. |
Aircraft (летательный аппарат) Самолёт «Цессна 182 Скайлайн» с дополнительными топливными баками не оснащён GPS и системой предупреждения о неблагоприятных погодных условиях, находится в хорошем состоянии, все системы и бортовое оборудование исправны. Приборная доска стандартная, аналоговая. |
Environment (условия полёта) Аэродромы вылета и назначения располагают длинными ВПП. Главная опасность - погодные условия. Погодные условия соответствуют ПВП. Типичный летний день среднеатлантического региона: жарко (более 30 °С), дымка (видимость 11 км), влажно с высотой по плотности 760 м. Погодные условия на аэродроме назначения (расположенном в горном районе) на данный момент соответствуют ППП, но судя по прогнозу, должны улучшиться до ПВП ранее, чем самолёт прибудет туда. Погода на маршруте соответствует ПВП, но есть информация об участках СМУ над горными хребтами вдоль предполагаемого маршрута. |
Давление извне Гейл летит, чтобы провести выходные с родственниками. Родственники очень рады и составили целую программу мероприятий на выходные. |
, Пилоты могут управлять рисками, используя список вариантов ТЕАМ:
Пилот Для управления риском, связанным с её неопытностью и недавним перерывом в полётах, Гейл может сделать следующее: Гейл хочет снизить основной риск и договаривается с сертифицированным лётчиком-инструктором, чтобы тот сопровождал её, одновременно обучая особенностям маршрутных полётов. Возможность расширения полётных навыков под руководством инструктора является дополнительным преимуществом. |
Условия полёта Для управления риском, связанным с дымкой и неблагоприятными погодными условиями в горах, Гейл может сделать следующее: · передать (Transfer) риск попадания в СМУ, пригласив сертифицированного пилота для осуществления полёта по ППП; Краеугольным камнем стратегии уменьшения рисков, в данном случае, должно стать тщательное предполётное планирование. В случае прямого маршрута б6льшая часть полёта будет проходить над горными районами. Плотная дымка и участки СМУ над горами вынуждают Гейл снизить риск, изменив маршрут полёта так, чтобы он проходил над равнинной местностью. Такое изменение увеличит продолжительность полёта на 30 минут, но это небольшая цена за возможностьизбежать попадания в СМУ над горами. Посколькуна аэродроме прибытия на момент вылета погодные условия соответствуют ППП, Гейл должна убедиться в наличии близлежащих к месту назначения аэропортов, где погодные условия соответствуют ПВП. Помимо этого, Гейл должна запросить и получить базовую информацию об этих аэропортах: высоту установленного маршрута движения, расположение ВПП, частоты радиосвязи. Чтобы ещё более снизить риск и в полной мере использовать информационные возможности кабины пилота, Гейл необходимо представить полётный план по условиям ПВП, обеспечить сопровождение полёта по условиям ПВП и настроиться на частоту вещания Flight Watch, чтобы получать последнюю информацию о погодных условиях на маршруте. И наконец, будет полезно использовать функцию GPS на её смартфоне. |
Летательный аппарат Для управления рисками, связанными с сомнениями относительно механического состояния самолёта, Гейл может сделать следующее: ПосколькуГейл не видит проблем с механическим состоянием самолёта, она принимает решение уменьшить оставшийся риск путём проведения тщательного предполётного осмотра. |
Давление извне Для снижения риска эмоционального давления от предвкушения встречи с родственниками, которое чревато возникновением "одержимости" попасть в пункт назначения как можно скорее, Гейл может сделать следующее: · передать (Transfer) риск, возложив обязанности КВС на второго пилота и делегируя ему право всех последующих решений; ожиданиями родственников, пообещав позвонить им, как только прибудет на место. |
передать (Тransfer) риск полностью, пригласив другого пилота в качестве КВС;
устранить (Eliminate) риск, отменив полёт;
принять (Ассер!) риск и лететь;
снизить (Mitigate) риск, взяв с собой другого пилота.
устранить (Eliminate) риск, отменив полёт;
принять (Ассер!) риск и лететь;
снизить (Mitigate) риск, тщательно спланировав полёт, представив полётный план по условиям ПВП, запросив сопровождение полёта по условиям ПВП и используя такой ресурс, как Flight Watch (консультативная полётная маршрутная служба).
передать (Transfer) риск, используя другой самолёт;
устранить (Eliminate) риск, отменив полёт;
принять (Ассер!) риск и лететь;
снизить (Mitigate) остаточный риск, внимательно проверив лётно-технические характеристики самолёта и проведя тщательный предполётный осмотр.
устранить (Eliminate) риск, отменив полёт;
принять (Ассер!) риск и лететь;
снизить (Mitigate) риск, управляя нетерпением (своим и родственников) и проведя необходимую подготовку мероприятия на случай изменения маршрута. Гейл и её второй пилот принимают решение устранить этот риск, договорившись о том, что каждый пилот имеет право вето на продолжение полёта, и что маршрут будет изменён, если любой из них посчитает это необходимым. Поскольку на аэродроме назначения на момент вылета погодные условия всё ещё соответствуют ППП, Гейл выбирает конкретную точку - станцию угломерно-дальномерной радионавигационной системы VORTAC, расположенную между аэродромом назначения и двумя запасными, - как логически оправданное место принятия «окончательного»решения по выбору маршрута. Вместо того, чтобы сообщить родственникам конкретное ожидаемое время прибытия (что могло бы подталкивать Гейл к соблюдению графика любой ценой), она управляет
Рис. 17-8. Реальный пример того, как модель ЗР помогает принимать решения в маршрутном полёте.
![]()
Пилотыгуr; ценивать пасност помощью вопросни CARE. -
Пилот обучая особенностям маршрутных полётов. Возможность расширения полётных навыков под руководством инструктора и в безопасных условиях является дополнительным преимуществом. |
Условия полёта · Реальность: Дымка и гористая местность создают очевидный риск для малоопытного пилота, не сертифицированного для полётов в условиях ППП. |
Летательный аппарат · Последствия: Эта категория не создаёт существенных рисков, поскольку самолёт находится в прекрасном состоянии и Гейл хорошо знакома с его бортовыми навигационными приборами. |
Давление извне · Последствия: Эмоциональное давление, вызываемое «одержимостью», может создать существенные риски. В нашем случае, сильное желание Гейл увидеть родных, ожидания родственников и личная гордость могут заставить её пойти на неоправданный риск. · Внешние факторы: (см. выше). |
Последствия: Неопытность Гейл и недавний перерыв в полётах создают определённый риск авиационного происшествия - особенно в силу того, что она планирует лететь над горами в условиях плотной дымки и садиться на незнакомый горный аэродром, погодные условия на котором в данный момент соответствуют ППП.
Альтернативы: Гейл может снизить риск, договорившись с сертифицированным лётчиком-инструктором, чтобы тот сопровождал её, одновременно
Реальность: Осознание того факта, что недостаток опыта создаёт дополнительный риск, - ключевой момент управления рисками и их уменьшения.
Внешние факторы: Как и другие пилоты, Гейл должна бороться с эмоциональным давлением, проистекающим из понимания, что её мастерство и опыт ниже, чем ей, возможно, хотелось бы. Самолюбие может быть мощным внешним фактором!
Последствия: Для пилота, опыт которого ограничивается местными полётами в ПМУ, длительный маршрутный полёт (над гористой местностью и в условиях сильной дымки) с высокой вероятностью чреват потерей ориентации и несёт значительный риск.
Альтернативы: Можно отложить полёт до улучшения видимости или изменить маршрут так, чтобы он не проходил на горными районами.
Внешние факторы: Почти каждый пилот в той или иной степени подвержен «одержимости», которая может заставить его начать или продолжать полёт, не обращая внимания на неблагоприятные погодные условия.
Альтернативы: Если бы с самолётом были какие-либо проблемы, Гейл стоило бы рассмотреть возможность аренды другого самолёта из числа бортов её лётной школы. Не следует забывать, однако, что альтернативы иногда создают новые опасности. В данном случае, опасности связаны с тем фактом, что Гейл пришлось бы пилотировать незнакомый самолёт с другими бортовыми приборами.
Реальность: Важно хорошо представлять реальное механическое состояние самолёта. Если вы сталкиваетесь с какими-либо отклонениями в техническом состоянии и ловите себя на мысли, что «это, наверное, не имеет большого значения», необходимо вернуться к разделу последствий настоящего списка.
Внешние факторы: На процесс принятия решений иногда влияет внешнее давление, связанное с необходимостью вернуть самолёт базовому оператору авиатехники (FВО) не позднее определённой даты и времени. В данном случае Гейл является владелицей самолёта, так что подобное давление отсутствует.
Альтернативы: Гейл необходимо выработать стратегию снижения воздействия каждого из внешних факторов, связанных с этим полётом.
Реальность: Пилоты иногда пренебрегают потенциальными последствиями влияния этих факторов или даже полностью их игнорируют. Открытое и честное осознание Гейл этих факторов (например, «возможно, я буду чувствовать сильное стремление продолжать полёт любой ценой, чтобы мать не волновалась по поводу моего опоздания») является критически важным элементов эффективного управления рисками.
Рис. 17-9. Дополнительный реальный пример того, как модель ЗР способствует принятию правильных решений в маршрутном полёте.
топливом в достаточном количестве, чтобы добраться до одного из них. При таком образе действий риск зна чительно уменьшится. У пилота также есть вариант устранить риск полностью, отложив полёт до улучше ния погоды.
Как только пилот заканчивает процесс принятия решения по методике ЗР и выбирает образ действий, процесс немедленно начинается заново, поскольку его действия привели к изменению обстоятельств, кото рые требуют нового анализа. Процесс принятия реше ний - это непрерывный замкнутый цикл восприятия, анализа и действий.
При достаточной практике, движение по циклу ЗР может стать привычкой и будет проходить столь же гладко, непрерывно и в автоматическом режиме, как снятие показаний с бортовых приборов. Этот базовый набор практических инструментов для принятия реше ний может быть расширен. Модель ЗР используется со вместно с моделями CARE и ТЕАМ, предоставляющих
пилотам альтернативные методы оценки и снижения полётных рисков.
Объединение моделей ЗР, CARE и ТЕАМ
В большинстве случаев задания, выполняемые в ходе лётного обучения, должны выполняться в условиях критических временных рамок. На рис. 17-8 и 17-9 при ведены шесть шагов процесса управления рисками, объединённые в простую для запоминания модель ЗР + CARE и ТЕАМ.
Для определения опасностей пилоты могут ис пользовать вопросник PAVE: Pilot (пилот), Aircraft (ЛА), enVironment (условия полёта), External pressures (давление извне). Для анализа опасностей они мо гут использовать вопросник CARE: Consequences (по следствия), Alternatives (альтернативы), Reality (реаль ность), External factors (внешние факторы). Наконец, для управления рисками пилоты могут использовать
список ТЕАМ: Transfer (передать), Eliminate (устра нить), Accept (принять) или Mitigate (снизить).
Эти концепции используются в авиации общего на значения относительно недавно. До этого они на про тяжении многих лет использовались авиакомпаниями и зарекомендовали себя как исключительно полезные для снижения уровня аварийности.
Вырабатывание привычек к соблюдению норм безопасности
Хотя в основу методики ЗР положены те же принципы, что и у многих других моделей принятия решений, существуют две важные причины, по которым сле дует использовать именно методику ЗР. Во-первых, эта модель даёт пилоту структурированный, дей ственный и систематический способ обнаружения опасностей, оценки рисков и осуществления эффек тивного управления ими. Во-вторых, использование методики управления рисками должно быть столь же автоматическим, как выполнение базовых процедур управления ЛА. Как и в случае других лётных навы ков, привычка к управлению рисками развивается посредством повторений и неуклонного выполнения стандартизованных процедур.
Петля OODA
Термин и концепция «петли OODA» были предложены полковником ВВС США в отставке Джоном Бойдом. Аббревиатура OODA означает «Observation (наблю дение), Orientation (ориентация), Decision (решение), Action (действие)». Идеи, терминология и фразы, со держащиеся в докладах Бойда, сегодня широко ис пользуются не только в Вооружённых Силах США, но и в научной среде и бизнес-сообществе. В настоящее время понятие «петли OODA» используется в качестве стандартного описания процесса принятия решений.
Петля - это замкнутая модель принятия решения, которая обеспечивает немедленную обратную связь в любой точке процесса. В практике УРЕП используется сокращённая версия этой концепции (рис. 17-10), кото рая легче усваивается пилотами.
Первый узел петли, «наблюдай», отражает необходи мость осведомлённости в обстановке. Пилот должен знать, какие явления и объекты вокруг него могут повлиять на исход полёта. Непрерывно отслеживая показания навигационных инструментов, погодные условия и т.д., пилот обеспечивает себе постоянный ориентир, который является стартовой точкой петли и предоставляет ему возможность немедленно перейти к следующему шагу.
«Ориентируйся», следующий узел петли, фоку сирует внимание пилота на одном или нескольких

Рис. 17-10. Петля OODA.
отклонениях от нормального хода полёта. Например, показания приборов свидетельствуют о падении дав ления масла. Пилот осведомлён об этом отклонении и обдумывает возможные варианты действий ввиду свя занных с ним потенциальных опасностей.
Затем пилот переходит к третьему узлу, «решай», в котором он окончательно определяется с выбором дей ствий. Это решение основывается на опыте, понимании возможных последствий и связи между конкретным действием и желаемым результатом. После этого пилот
«действует» - создаёт непосредственный физический импульс, вызывающий желаемую реакцию ЛА.
Как только петля завершена, пилот снова оказывается в узле «наблюдай». Оценка пилотом результатов своего действия, совместно с полученной ранее информацией, определяет дальнейший ход полёта. Преимущества мо дели «петля OODA» заключается в том, что она может оказывать кумулятивный эффект, а также позволяет создавать несколько процессов одновременно в любой момент полёта.
Модель DECIDE
Шестишаговая модель DECIDE - ещё один пример замкнутого процесса, обеспечивающего пилота ло гическим инструментарием для принятия решения (рис. 17-11). DECIDE - это аббревиатура, расшифро вывающаяся как «Detect» (обнаруживай), «Estimate» (оценивай), «Choose а course of action» (выбирай способ действий), «Identify solutions» (находи решения), «Do the necessary actions» (выполняй необходимые дей ствия), «Evaluate the effects of the actions» (анализируй результаты действий).
а) аналитический подход 6) автоматический/естественный подход


Пилот Давление извне
![]()

![]()
Обнаружение
Анализ собЫТ11я
Риск опасности Потенциальные исходы Возможности пилота ВозможностиЛА Внешние факторы
v
Необходимые решения Решение 1
Решение 2 РешениеЗ Решение4
Желаемый исход
Наилучший образ действий
Результат решения
Обнаружение
Анализ события
![]()
![]()

Полётный риск Подготовка пилота Опыт пилота
i
![]()
![]()
!
( 1> Действие
![]()
![]()
Готово
Готово
, ·.: -::р : ·,•.:·.,, i'!f 'ivrcfi 1IьЪecrDe.\ .. .. ' - "' "' ,се > -'•~ - ,_:,.-4<' --..с. •--- _, :..;...,,_,!' • "- " .. |
1. Обнаруживай. Лицо, принимающее решение, (ЛПР) обнаруживает, что произошло определённое изменение. |
2. Оценивай. ЛПР оценивает необходимость противодействовать изменению или реагировать на него. |
3. Выбирай. ЛПР выбирает желаемый исход (т.е. успешное завершение полёта). |
4. Находи. ЛПР находит действия, позволяющие успешно контролироватьизменение. |
5. Действуй. ЛПР производит необходимые действия. |
6. Анализируй. ЛПР анализирует результат(ы) своих действий. |
Рис. 17-11. Модель DECIDE применяется по всему миру. Методика её использования показана в блоке а), в то время как блок 6) иллюстрирует автоматическое/естественное принятие решения.
В качестве примера рассмотрим авиационное проис шествие с участием лёгкого двухмоторного самолёта
«Пайпер РА-23 Апач». Самолёт столкнулся с землёй на подходе к аэродрому в штате Алабама (США) и получил значительные повреждения. В самолёте находились линейный пилот авиакомпании и пилот-любитель. Первый получил лёгкие травмы, второй не пострадал. Пилот-любитель выполнял контрольный полёт под наблюдением линейного пилота (также являющегося
экзаменатором) с целью получения коммерческого сер тификата пилота многомоторных самолётов. Выполнив ряд упражнений на высоте, пилот с инструктором вер нулись к аэродрому. Пилот-любитель выполнил заход на посадку на одном двигателе с пробегом до полной остановки. После этого он произвёл руление, выполнил взлёт с укороченной ВПП и включился в схему движе ния для повторной посадки. Во время захода на вторую посадку линейный пилот воспроизвёл отказ правого
двигателя, сбросив на нём тягу до нуля. Это привело к рысканию вправо.
Процедура идентификации отказавшего двигателя состоит из двух шагов. Вначале необходимо повысить мощность на обоих двигателях до максимального управляемого уровня. Поскольку тяга создаётся только левым двигателем, рыскание вправо возрастает, что вызывает необходимость дополнительного отклонения руля направления влево. Отказавший двигатель нахо дится с той стороны, которая не потребовала отклоне ния руля направления (в данном случае, это правый двигатель). Далее, обнаружив отказ правого двигателя, необходимо флюгировать правый воздушный винт и отрегулировать мощность для сохранения необходи мого угла снижения перед посадкой.
Однако в данном случае пилот счёл, что отказал левый двигатель, а не правый, и флюгировал левый воздушный винт. Во время лётного обучения на двух моторных самолётах отказ левого двигателя воспроиз водится чаще, чем правого, поскольку на большинстве таких самолётов левый двигатель является критиче ским. Это связано с тем, что многомоторные самолёты подвержены влиянию Р-фактора (ассиметричного ло пастного эффекта) в той же степени, что и одномотор ные. При движении за счёт собственной тяги на поло жительных углах атаки нисходящая лопасть каждого воздушного винта создаёт большую тягу, чем восходя щая. Кроме того, нисходящая лопасть правого винта располагается дальше от центра тяжести самолёта, и поэтому её плечо момента больше, чем у нисходящей лопасти левого винта. В результате, отказ левого дви гателя приводит к наибольшей асимметрии тяги (об ратному рысканию), поскольку оставшаяся тяга будет создаваться правым двигателем.
Многие двухмоторные самолёты конструируются с правым двигателем встречного вращения. В такой конструкции степень асимметрии тяги одинакова при отказе любого из двигателей. В самолётах подоб ной конфигурации ни один из двигателей не является критическим.
Поскольку пилот никогда не выполнял первый шаг (обнаружение отказавшего двигателя), он флюгиро вал левый двигатель и установил правый двигатель в положение нулевой тяги. Фактически, он тем самым перевёл самолёт в режим контролируемого планиро вания. Осознав, что таким образом он никак не смо жет добраться до ВПП, пилот увеличил мощность на обоих двигателях, вызвав этим мощнейшее рыскание влево (левый воздушный винт был флюгирован), в результате чего самолёт начал разворачиваться влево. В отчаянии инструктор сбросил газ на обоих двигате лях, самолёт врезался в землю и получил значитель ные повреждения.
Этот случай интересен тем, что привлекает внима ние к двум выводам. Во-первых, действовать, не поду мав, может быть не менее опасно, чем не действовать вообще. В данном случае, действия пилота оказались неверными, хотя времени было достаточно, чтобы предпринять необходимые шаги к анализу возникшей ситуации. Второй (менее очевидный) вывод заклю чается в том, что решения, принятые под давлением, иногда выполняются на основе ограниченного опыта, и предпринятые действия могут оказаться неправиль ными, неполными или недостаточными для исправле ния ситуации.
Обнаруживай (проблему)
Обнаружение проблемы является первым шагом в процессе принятия решения. Оно начинается с по нимания того факта, что произошло определённое изменение либо желаемое изменение не произошло. Вначале проблема воспринимается органами чувств, а затем обрабатывается и уточняется через осмыс ление. Для определения природы и серьёзности про блемы используются те же средства, что и при объ ективном анализе получаемой информации. Одна из наиболее опасных ошибок в процессе принятия реше ния - это некорректное обнаружение проблемы. В приведённом выше примере возникшим изменением является рыскание самолёта.
Оценивай (необходимость реакции)
В примере с выключением двигателя самолёт начал рыскать вправо в то время, как пилот выходил на по садочную прямую, и проблема нуждалась в безотла гательном решении. Во многих случаях, избыточная реакция и фиксация на проблеме исключают безопас ный исход. Например, что будет, если дверь кабины одномоторного самолёта «Муни» внезапно откроется во время полёта, в то время как самолёт набирает вы соту на уровне 500 метров в ясный солнечный день? Внезапно открывшаяся дверь может вызвать тревогу, но ощущаемая опасность, которую представляет от крытая дверь, должна быть быстро и эффективно оце нена как незначительная. В действительности, откры тая дверь кабины не угрожает безопасности полёта, и на неё можно не обращать внимания. Вероятнее всего, пилот просто обратится к механику с просьбой прове рить замок двери по возвращению на аэродром.
Пилот, осуществляющий полёт в ясный солнечный день и столкнувшийся с такой мелкой проблемой, скорее всего, оценит риск возникновения нежела тельных последствий как несущественный. Но что, если пилот набирает высоту в условиях ППП, в зоне
перемежающейся турбулентности, во время дождя, получив уточнённое разрешение от службы управле ния воздушным движением? В этом случае открытая дверь кабины представляет собой фактор гораздо бо лее высокого риска. Проблема как таковая не измени лась, но восприятие пилотом связанного с ней риска поменялось на фоне окружающих условий и масштаба стоящих перед ним задач. Опыт и знания пилота, его бдительность и дисциплинированность влияют на вос приятие проблемы.
Выбирай (образ действий)
После обнаружения проблемы и оценки возможных по следствий пилот должен определить желаемый исход и выбрать образ действий. В приведённом выше примере с выключением двигателя двухмоторного самолёта ко нечной целью пилота была безопасная посадка.
Находи (решения)
Пилот вырабатывает план, который приведёт его к цели. В некоторых случаях обстоятельства не остав ляют пилоту выбора, заставляя его действовать един ственным возможным образом. В случае отказа дви гателя на малой высоте (150 м или меньше) пилоту необходимо найти одно или несколько решений, кото рые приведут к благополучному исходу. Очень важно не фиксироваться на проблеме, а искать решение.
Действуй (выполняй необходимые действия)
Как только пути к безопасному исходу обнаружены, пилот выбирает из них наиболее подходящий для кон кретного случая. Пилот многомоторного самолёта, столкнувшийся с отказом двигателя, должен обеспе чить безопасную посадку.
Анализируй (результатыдействий)
И наконец, реализовав своё решение, пилот анализи рует результаты, чтобы понять, было ли оно верным. Если предпринятые действия не привели к желаемым результатам, процесс прИ,J.ётся :::ювторить сначала.
Принятие решений в изменчивых условиях
Выше был рассмотрен систе.штичес. ;:;оnод к при нятию решений, который предпо_- --.г_е-:-ис.:::ю:rьзова ние таких аналитических моделей, каs-р ЗР, OODA и DECIDE. Для того, чтобы принять прави::=,вое ?er::'l:lrn:e пилот должен собрать имеющую инфор:-..Iа:.r;и:ю, ОС'..!ЫС лить её, проанализировать имеющиеся ВОL!:ОёЗОСТл,
выбрать образ действий, а затем оценить правильность своего выбора.
К сожалению, ситуация не всегда предоставляет до статочно времени для того, что принять решение с использованием аналитических методик. Например, футболист во время матча действует в изменчивых и быстро меняющихся обстоятельствах. Он намерен ре ализовать некий план, но условия изменились, и не обходимо принимать решение «на лету». Такой способ принятия решения называется автоматическим или естественным (рис. 17-llB).
Автоматическое принятие решений
Пилот, оказавшийся в непредвиденной ситуации, мо жет погибнуть, если при принятии каждого решения будет неукоснительно выполнять все положения той или иной аналитической модели. Для этого может про сто не хватить времени. Тогда как в подобных обстоя тельствах ему находить наилучшие решения для всех возникающих проблем?
Проводимые в последние десятилетия исследования в области механизмов принятия решений показали: столкнувшись с задачей высокой степени неопределён ности, профессионал сразу начинает искать в памяти аналогичную ситуацию. Вместо того, чтобы сравни вать плюсы и минусы различных подходов, он быстро создаёт в воображении картину того, к чему может при вести то или иное развитие событий. Профессионал выбирает первый рабочий вариант, который приходит к нему в голову. И хотя это может быть не лучший из возможных способов действия, часто он даёт вполне приемлемый результат.
Такой способ принятия решений обычно называют
«естественным» или «автоматическим». Способность принимать автоматические решения присутствует у профессионалов широкого спектра специальностей: от пожарных до шахматистов. Очевидно, способность бы стро принимать правильные решения основывается на умении распознавать закономерности и соответствия, что облегчает выбор в сложных ситуациях. Судя по всему, у профессионалов возникает умение мгновенно
«почувствовать» ситуацию, ещё не начав искать реше ние. Их действия, в первую очередь, определяются про шлым опытом, который затем осмысливается и преоб разуется в соответствии с новой ситуацией.
Такой «рефлекторный» способ принятия решений вы
рабатывается тренировками или приходит с опытом, а используется, прежде всего, в экстренных ситуациях, когда на применение аналитических моделей просто нет времени. Навыки естественного или автоматиче ского принятия решений совершенствуются со време не.I, и пилот начинает использовать те инструменты и
![]()
![]()
#:; ,;"'" ._ ;,::.с.. ,, ' " - О | ·- . - . -- _пера_т вные ошибкl'! _ . .. '·,,'f ' ;, Jz-;д ; |
Давление со стороны коллег Пилот может принимать неправильные решения, реагируя на слова или действия коллег вместо того, чтобы объективно оценить ситуацию. | |
Узость мышления Пилот демонстрирует узость мышления, проявляя неспособность в той или иной ситуации распознать изменения и справиться с ними. | |
«Одержимость» Эта предрасположенность влияет на принимаемые пилотом решения, создавая фиксацию на первоначальной цели или пункте назначения в сочетании с пренебрежением альтернативными способами действий. | |
«Синдром нырка» Заходя на посадку и стремясь совершить её во что бы то ни стало, пилот может испытать искушение снизиться ниже минимума аэродрома. Необходимо понимать, что при выполнении захода на посадку всегда есть возможность ошибки, и не бояться этого. Пилот должен уметь признаваться самому себе, что в определённых условиях посадка невозможна и нужно уходить на второй круг. | |
«Крысиный прыжок» Это происходит, когда пилот пытается сохранять визуальный контакт с землёй на малой высоте в условиях ППП. | |
Продолжение полёта по ПВП в СМУ Пилот, продолжающий полёт по ПВП в условиях ППП (СМУ), рискует потерять пространственную ориентацию и столкнуться с землёй или препятствием. Ситуация становится ещё более опасной, если пилот не имеет навыков полёта по ППП. | |
«Отставание от самолёта» Эта ошибка возникает тогда, когда пилот позволяет событиям или ситуации управлять своими действиями. Когдапилот постоянно испытывает ощущение неожиданности от того, что произойдёт в следующий момент, говорят, что он «отстал от самолёта». | |
Потеря позиционной или ситуативной осведомлённости В исключительных случаях «отставание пилота от самолёта»может привести к потере позиционной или ситуативной осведомлённости. Пилот может утратить представление о географическом положенииЛА или оказаться неспособным распознать ухудшение условий полёта. | |
Эксплуатация ЛА без достаточного запаса топлива Нарушение установленного инструкцией минимума запаса топлива обычно бывает результатом излишней самоуверенности пилота, ошибки планирования или намеренного пренебрежения нормативными документами. | |
Снижение ниже минимальной высоты по маршруту Упомянутый выше «синдром нырка»может возникать и во время маршрутной фазы полёта по ППП. | |
Выход за пределы полётных режимов Пилот, слишком высоко оценивающий лётно-технические характеристики своего ЛА и излишне уверенный в собственном лётном мастерстве, может оказаться в ситуации, когда ЛА выйдет за границы установленных для него полётных режимов. | |
Пренебрежение планированием полёта, предполётным осмотром и контрольным перечнем проверок перед взлётом Пилот может полагаться на свою кратковременную и долговременную память, лётное мастерство и хорошее знание маршрута, пренебрегая установленными процедурами и проверками. Такое особенно характерно для пилотов с большим опытом. | |
-- -- - " .,
Рис. 17-12. Типичные оперативные ошибки, о которых должнызнать пилоты.
модели, которые в наибольшей степени соответствуют его квалификации и опыту.
Оперативные ошибки
Хотя по мере накопления опыта пилоты обычно на чинают всё чаще принимать решения в автоматиче ском режиме, увеличение опыта иногда влечёт за со бой повышение числа оперативных ошибок. Под этим термином понимаются классические поведенческие ловушки, характерные для многих пилотов. Опытный пилот, как правило, старается сделать так, чтобы полёт прошёл в строгом соответствии с планом, пассажиры остались довольны, а график был соблюдён. Желание выполнить все перечисленные задачи может отрица тельно повлиять на безопасность полёта и привести к нереалистичной оценке пилотом своих возможно стей и лётного мастерства. Все опытные пилоты в ка кой-либо момент своей лётной карьеры становятся
заложниками одной или нескольких из этих тенден ций. Опасные тенденции (или модели поведения), в том числе перечисленные на рис. 17-12, и представляют собой оперативные ошибки, которые необходимо обна руживать и устранять.
Управление стрессом
Все из нас почти постоянно испытывают стресс той или иной интенсивности. До определённого уровня стресс полезен, поскольку он позволяет человеку сохранять бдительность и предотвращает возникновение чувства самоуспокоенности. Стресс имеет накопительное дей ствие и, если не принять необходимых мер, может, в конце концов, превратиться в невыносимое бремя. При возникновении стресса работоспособность обычно возрастает, достигает пика, а затем начинает стреми тельно падать, когда человек перестаёт справляться с давлением. Стресс может повлиять на способность
Окружающая среда Условия, связанные с состоянием окружающейсреды: аномальные значения температуры и влажности воздуха, шум, вибрация, недостаток кислорода. |
Физиологический стресс Физическое состояние: утомление, отсутствие необходимой физической подготовки, бессонница, нерегулярное питание (приводящее к падению уровня сахара в крови), различные заболевания. |
Психологический стресс Социальные или эмоциональные факторы: смерть близкого человека, развод, болезнь ребёнка, понижение в должности или звании. Этот вид стресса может быть также связан с умственной нагрузкой, например, анализом сложной проблемы, управлением воздушным судном в сложных условиях или принятием ответственного решения. |
Рис. 17-13. Факторы, вызывающие стресс. Стресс под влиянием условий окружающей среды, физиологический и психологический стресс существенным образом влияют на способность принимать разумные решения. Эти факторы оказывают сильное воздействие, особенно в периоды высокой рабочей нагрузки.
пилота принимать эффективные решения входе полёта. Есть две категории стресса - острая и хроническая. Обе подробно описаны в главе 16, «Авиамедицинские факторы».
Факторы, вызывающие стресс, могут увеличивать риск возникновения ошибок (рис. 17-13). Помните дверь кабины, которая внезапно открылась, когда са молёт «Муни» набирал высоту на уровне 500 метров в ясный солнечный день? Это может испугать пилота, но стресс снизится, когда станет очевидным, что си туация не представляет серьёзной опасности. Однако, если дверь кабины откроется во время полёта в СМУ, уровень стресса может оказать существенное воздей ствие на способность пилота решать даже простейшие задачи. Ключ к управлению стрессом лежит в умении остановиться, подумать и проанализировать ситуацию перед тем, как бросаться решать её. Обычно всегда есть время подумать, прежде чем начинать действовать.
Существует несколько методик, которые помогают управлять накоплением стрессов и предотвращать перенапряжение. Например, чтобы снизить уровень стресса, выделите в течение любого дня время на от дых и расслабление либо выработайте программу регу лярной физической активности и выполняйте её. Для предотвращения перенапряжения сил научитесь более эффективно управлять собственным временем - так вы сможете избежать давления, связанного с наруше нием графиков и срывом сроков.
Использование ресурсов
Чтобы принимать информированные решения во время полёта, пилот должен быть осведомлён о ресурсах, доступных ему в кабине пилотов и вне её. Поскольку
необходимые инструменты и источники информации не всегда находятся в распоряжении пилота, важной частью обучения ПАР является выработка навыков обнаружения ресурсов. Ресурсы необходимо не просто обнаружить - пилот должен научиться определять, достаточно ли времени на использование того или иного ресурса и как это использование отразится на безопасности полётов. Например, помощь службы УВД может оказаться очень полезной, если пилот потерял ориентацию на местности, но в экстренных ситуациях на общение с диспетчером может не хватить времени.
Внутренние ресурсы
Один из наименее используемых ресурсов - человек в кресле справа от пилота (даже если пассажир не имеет опыта лётной работы). Когда это представляется воз можным, КВС может обратиться к пассажирам с прось бой помочь в выполнении некоторых действий, напри мер, отслеживать движение или прочесть перечень контрольных вопросов. Другие варианты помощи со стороны пассажира:
сообщить о непредвиденных ситуациях, особенно если пассажир знаком с лётным трудом (странный запах или звук может привлечь внимание пасса жира, который предупредит пилота о потенциаль ной проблеме);
удостовериться, что шасси выпущено;
отследить по высотомеру достижение определён ной высоты при снижении;
высказать мнение о логичности (или нелогично сти)·решения пилота.
Кроме этого, при принятии решения очень полезен устный инструктаж (который можно использовать вне зависимости от того, есть на борту пассажиры или нет). Например, пилот перед взлётом кратко оповестил пассажира о содержании прогноза погоды в точке на значения. К моменту установления связи с автоматизи рованной службой информации аэродрома прибытия (AТIS) погода существенно поменялась. Обсуждение изменённого прогноза привело к тому, что пилот за ново проанализировал свои действия и пересмотрел некоторые из принятых решений (рис. 17-14). Другие ценные внутренние ресурсы - находчивость, лётные навыки и мастерство. Улучшение этих характеристик означает рост внутренних ресурсов пилота.
При одиночном полёте важным внутренним ре сурсом является речевая коммуникация. Опыт до казывает, что речевая коммуникация увеличивает эффективность действий; касание объекта при ком муникации ещё более повышает вероятность того, что действие приведёт к желаемому результату. По этой причине многие пилоты одноместных ЛА привыкают

/Jghl ._
Shut-OH Va/ve
·-··
,
...........,,
,......·_··•··•···•·
SE
..ON.
sos .............
'Г•• .._
e//S/f/arn.......
esses..
..........................
·······
Рис. 17-14. Когда это возможно, получите от пассажира подтверждение, что критически важные задачи выполненыв полном объёме.
читать перечень контрольных вопросов вслух; дойдя до наиболее важных пунктов, они прикасаются к соот ветствующему рычагу или переключателю. Например, чтобы удостовериться, что шасси выпущено, пилот может прочесть соответствующий раздел перечня; но если при этом он также прикоснётся к рычагу управ ления шасси, это будет служить подтверждением, что процедура завершена успешно.
Пилот должен хорошо знать всё оборудование и си стемы ЛА, который он эксплуатирует. Незнание даже малозначительных на первый взгляд деталей, напри мер, является ли масляный манометр устройством пря мого считывания или он соединён с датчиком, может стать причиной неправильного решения, которое при ведёт к трагической ошибке.
Очень важным внутренним ресурсом кабины пилота являются вопросники (чек-листы). Они помогают пи лоту удостовериться, что' бортовые приборы и системы проверены, откалиброваны и работают надлежащим образом, и позволяют обеспечить выполнение пра вильных процедур при отказе той или иной системы или в случае аварийной ситуации. Студентам лётных школ, с неохотой использующим чек-листы, следует на помнить, что ими пользуются даже наиболее опытные пилоты, и чем совершеннее ЛА, тем это важнее. Кроме того, на борту обязательно должен находиться эксплу атационный справочник пилота, который незаменим во время предполётного планирования и для принятия мер при отказе бортового оборудования. Наиболее цен ным ресурсом пилота, однако, остаётся способность
эффективно управлять рабочей нагрузкой - вне за висимости от того, летит ли он один или в составе экипажа.
Внешние ресурсы
Наиболее важным внешним ресурсом пилота во время полёта являются диспетчеры УВД и специалисты служб обеспечения полётов. В целях обеспечения безо пасного и упорядоченного воздушного движения в зоне аэропорта и вдоль маршрутов полёта служба УВД пре доставляет пилотам информацию о схеме движения, радиолокационное наведение и помощь в экстренных ситуациях. Хотя ответственность за обеспечение мак симальной безопасности полёта лежит на КВС, при воз никновении проблем пилот всегда может обратиться к службе УВД за помощью (рис. 17-15). Например, если пи лоту необходимо произвести выравнивание перед по садкой, получить пеленг или снизить скорость, служба УВД окажет поддержку и может фактически стать ча стью экипажа ЛА. Помощь службы УВД не только сни жает нагрузку на пилота, но также помогает ему при нимать информированные решения.
Станции службы обеспечения полётов (ССОП) обе спечивают пилотов необходимой информацией перед полётом и во время него, связью со службами поиска и спасения, оказывают помощь пилотам в экстрен ных ситуациях, передают сообщения служб управле ния воздушным движением, бюллетени извещений пи лотам (НОТАМы), погодные данные и информацию

Рис. 17-15. Диспетчеры делают всё от них зависящее, чтобы обеспечитьбезопасностьполётов.
Национальной системы УВД, получают и обрабатывают планы полётов по ППП, отслеживают данные средств навигации (NAVAID). Помимо этого, в некоторых слу чаях, ССОП предоставляют маршрутные консульта тивные услуги (Flight Watch), передают рекомендации служб аэропорта и таможенных служб (при междуна родных полётах). Некоторые ССОП на Аляске передают записи прогнозов погоды и ведут метеорологические наблюдения.
Ещё один внешний ресурс, доступный пилотам, это УКВ-радиопеленгатор. Пилоты пользуются им, порой даже не вспоминая об его существовании. На протяже нии многих десятилетий радиопеленгационное обору дование используется для обнаружения потерянных ЛА и указания маршрутов в зоны благоприятных погодных условий или к аэропортам. В особых случаях ЛА могут выполнять заход на посадку по радиопеленгатору.
Согласно статистике, помощь радиопеленгатора чаще всего оказывается 'необходима пилотам с недостаточ ным опытом полётов. Учитывая этот факт, процедура захода на посадку по радиопеленгатору рассчитана на обеспечение максимальной стабильности, вклю чает в себя минимум поворотов и снижение без крена. Специалисты дублирующих радиотехнических средств дают пилоту необходимые указания и предупреждают о необходимости начала снижения. Движение под управ лением радиопеленгатора приводит ЛА в определённую точку, например, к местоположению станции радиопе ленга или к аэродрому. Для более полного ознакомления с процедурами движения по радиопеленгатору пилотам настоятельно рекомендуется пройти обучение по работе со средствами радиопеленга в условиях ПВП.
Осведомлённость в обстановке
Осведомлённость в обстановке - это правильное вос приятие и понимание всех факторов и условий, относя щихся к пяти фундаментальным элементам риска, ко торые определяют любую полётную ситуацию (полёт, пилот, ЛА, внешние условия и режим работы) перед полётом, во время и после него. Для улучшения осве домлённости в обстановке и получения более полного представления о происходящем пилоты используют радиосвязь - получают информацию о воздушном движении и погодных условиях и взаимодействуют со службами УВД.
Для сохранения осведомлённости в обстановке не
обходимо понимать относительное значение всех фак торов, связанных с полётом, и их потенциальное вли яние на развитие ситуации. Пилот, осознающий, что происходит, и имеющий полное представление об об становке, не станет сосредотачиваться на каком-либо единственном факторе, даже если этот фактор очень важен. Пилоту необходимо не только знать географи ческое положение ЛА - он должен также хорошо по нимать, в каком направлении развивается ситуация. Пилот, просто совершающий манёвры, не понимая, почему он это делает, может создать для себя дополни тельные сложности при возникновении непредвиден ной ситуации. Для сохранения осведомлённости в об становке используются все навыки ПАР.
Препятствия к сохранению осведомлённости в обстановке
Утомление, стресс и чрезмерная рабочая нагрузка мо гут привести к тому, что пилот начнёт фиксироваться на единственном факторе, который он посчитает важным, теряя общую осведомлённость в обстановке. Многие авиационные происшествия начинаются с того, что внимание пилота отвлекается от контроля показаний бортовых приборов или отслеживания обстановки за пределами ЛА. Часто в основе лежит малозначительная проблема, например, сбой в работе какого-либо датчика. Концентрируя внимание на по добной «мелочи», пилоты иногда перестают надлежа щим образом контролировать ЛА.
Управление рабочей нагрузкой
Эффективное управление рабочей нагрузкой дости гается планированием, правильной расстановкой приоритетов и определением последовательности действий (рис. 17-16). По мере приобретения опыта пилот учится предвидеть последующую рабочую на грузку и использовать периоды затишья в работе для

Рис. 17-16. Уравновесить рабочую нагрузку бывает непросто.
подготовки к этапам пиковой нагрузки. Для снижения рабочей нагрузки при подлёте к аэродрому рекомен дуется заранее устанавливать рабочие радиочастоты на оборудовании связи. Помимо этого, следует вни мательно слушать сообщения АТИС, автоматической системы наблюдения за поверхностью (ASOS) и авто матической системы контроля погоды (AWOS),a также отслеживать частоту командно-диспетчерского пункта аэродрома или общую частоту сообщений о воздушной обстановке (CTAF). Контрольных операций из стан дартных чек-листов должны быть выполнены заранее, чтобы впоследствии не тратить на них время и иметь возможность полностью сосредоточиться на инструк циях службы УВД. Это особенно важно перед входом в области высокой плотности движения, например, в зону загруженного аэропорта (воздушное простран ство класса В в США).
Важной частью управления рабочей нагрузкой явля ется распознавание ситуаций, способных создать чрез мерную нагрузку на лётчика. Результатом высокой рабо чей нагрузки может стать то, что пилот начнёт работать более напряжённо, но менее эффективно. По мере роста нагрузки пилоту приходится обращать внимание на не сколько задач одновременно, и может возникнуть ситу ация, когда он потеряет контроль над теми или иными факторами полёта. Перегруженный задачами, пилот пе рестаёт следить за всеми поступающими данными, и его решения, основанные на неполной информации, увели чивают вероятность ошибки (рис. 17-17).
Когда возникает рабочая перегрузка, пилоту необхо димо остановиться, подумать, успокоиться и расставить приоритеты. Нужно уметь снижать рабочую нагрузку. Например, если дверь кабины откроется во время по лёта по ПВП, это практически не повлияет на рабочую нагрузку пилота. Но если такое произойдёт во время полёта по ППП, нагрузка вырастет более значительно. Поэтому умение правильно и всесторонне оценивать си туацию, сохранять присутствие духа и рациональность мышления играет важную роль в снижении стресса и по вышении безопасности полёта. Эти способности зависят от опыта, профессионализма и дисциплины пилота.
Управление рисками
Умение управлять рисками начинается с подготовки. Вот некоторые действие, которые пилот может выпол нить для снижения общего риска:
Оцените риски предстоящего полёта на основе собственного опыта. Используйте одну из методик оценки рисков. Например, если погодные условия неблагоприятны, а пилот не имеет достаточного опыта полётов по ППП, лучше всего отменить полёт.
Введите пассажиров в курс дела, используя пере чень вопросов SAFETY.
S Seatbelts - ремни безопасности. Должны оста ваться застёгнутыми во время руления, взлёта и приземления.
Shoulder harпess - плечевые ремни безопасности. Должны оставаться застёгнутыми во время взлёта и посадки.
Seatposition - положение кресел. Кресла должны быть установлены в вертикальное положение и закреплены.
А Airvents - вентиляционные отверстия, их распо ложение и управление вентиляцией.
All environmental controls - контроль за внеш ними условиями. Обсуждалось ранее.
Action iп case of any passeпger discomfort - дей ствия в случае возникновения неприятных ощущений.
F Fire extinguisher - огнетушитель. Его расположе ние и использование.
Е Exit doors - двери выхода. Как они запираются и открываются.
Emergency evacuation plan - план аварийной
эвакуации.
Emergency/survival kit- комплекты жизнеобеспе чения. Их расположение и содержимое.
Т Traffic - воздушное движение. На что обращать внимание, в каких случаях оповещать пилота. Talking - разговоры. Периоды «стерильной

Рамки безопасности
Рис. 17-17. В какой-то момент объём задач и рабочая нагрузка могут превысить возможности пилота. Когда такое происходит, задачи начиняют выполняться недостаточно эффективно, а некоторые могут не выполняться вообще.
кабины», когда обращаться к пилоту можно только в экстренных случаях.
У Your questions? - Есть вопросы? Задавайте!
Помимо вопросов из списка SAFETY, обсудите с пассажирами возможность курения на борту, маршрутные высоты, время полёта, пункт назна чения, погодные условия во время полёта, ожида емую погоду в пункте назначения, средства управ ления ЛА и его общие возможности и ограничения.
Используйте режим «стерильной кабины» (пери оды полного молчания, когда пассажирам запре щено разговаривать с пилотом или между собой) с момента старта до достижения первой промежу точной высоты и выхода из местного воздушного пространства.
Используйте режим «стерильной кабины» на под ходе к аэродрому назначения - от первого радиоло кационного пеленга или начала захода на посадку.
Используйте периоды малой рабочей нагрузки, чтобы информировать пассажиров о ходе полёта.
Поручите пассажиру в правом кресле выполнение простых задач (например, держать карту). Это по зволяет несколько снизить нагрузку на пилота.
Автоматизациst
В гражданской авиации авто_ штизированным обычно называется ЛА, оснащённый современньnш э; екrрон ными бортовыми системами, которые включают в себя основной индикатор по; ётных ,1анных (ОИПД), многофункциональный индикатор по.1ётных дан ных (МИПД), аттестованное бортовое устройство
глобальной системы определения координат (GPS) с отображаемыми маршрутами воздушного движения и рельефом местности и комплексный автопилот. Другое название таких ЛА - ЛА с усовершенствованным бор товым радиоэлектронным оборудованием (БРЭО). ЛА с усовершенствованным БРЭО обычно имеют в кабине пилотов два компьютерных дисплея - ОИПД (левый дисплей) и МИПД.
Создание автоматических бортовых электронных систем - важнейшее достижение авиационной тех нологии. Электронные ИПД позволили достичь зна чительного прогресса в отображении информации, необходимой пилоту. Пилоты получили доступ к элек тронным базам данных, содержащим информацию, за которой ранее нужно было обращаться к множеству инструкций и руководств, загромождающих кабину пилотов (рис. 17-18).
Многофункциональные индикаторы полётных дан ных (МИПД) способны передавать изображение под вижных аэронавигационных карт в различных мас штабах. Электронные дисплеи с высокой степенью детализации могут отображать всё воздушное про странство, в том числе, с учётом временных полётных ограничений. МИПД настолько удобны и наглядны, что многие пилоты при навигации полагаются исклю чительно на подвижные карты, совершая тем самым ошибку. Пилоты могут также получить из базы дан ных всю необходимую информацию об аэродромах вылета и назначения.
Многие пилоты используют электронные базы дан ныхдля планирования полётов и применяют автомати ческие инструменты полётного планирования вместо

Рис. 17-18. Электронные бортовые приборы отличаются широким разнообразием и обеспечивают пилотов самой различной информацией.
традиционных методов составления таблиц, прокла дывания курса, определения навигационных пунктов (для полёта по ПВП) и расчёта веса и центровки с по мощью эксплуатационных справочников и диаграмм. Каким бы методом при планировании полёта не поль зовался пилот, важно помнить, что расчёты необхо димо перепроверять и подтверждать.
Хотя автоматизация делает полёты более безопас ными, автоматические системы не всегда помогают выявить ошибки, а иногда их использование может привести к возникновению дополнительных ошибок. Некоторые эксперты обеспокоены последствиями широкого распространения автоматических навига ционных средств. В исследовании, опубликованном в 1995 году, Британская ассоциация пилотов авиалиний официально выразила озабоченность тем, что «пилоты авиалиний, целиком полагаясь на автоматику, утрачи вают базовые навыки пилотирования».
Привычка полагаться на автоматику приводит к утрате основ лётного мастерства, что может повлиять на способность пилота действовать в условиях лётного происшествия (например, при внезапном отказе обо рудования). Озабоченность растущей зависимостью пилотов от автоматических систем и потерей ими
способности управлять ЛА в ручном режиме повыша ется вместе с увеличением количества ЛА, кабины ко торых оборудованы МИПД.
По мере распространения автоматизированных панелей управления и превращения их, по сути, в стандартный элемент кабины пилотов растёт обеспо коенность инструкторов и сервисных специалистов, опасающихся неожиданных побочных эффектов авто матизации. Вопреки ожиданиям, автоматические си стемы не снижают количество человеческих ошибок: руководители полётов сообщают, что их число воз растает в несколько раз. Как выясняется, при исполь зовании автоматизированных панелей управления рабочая нагрузка на пилотов в фазе захода на посадку возрастает (по сравнению с нагрузкой на ЛА старого образца). В других случаях, автоматика способна вы зывать у экипажа благодушие и самоуспокоенность. С течением времени растёт опасение, что чрезмерная за висимость от компьютеров приведёт к полной утрате пилотами навыков ручного управления ЛА.
Руководители лётных экипажей признаются, что по степенная утрата пилотами навыков ручного управле ния вызывает у них всё большую тревогу: ведь когда по тем или иным причинам пилоту понадобится взять на себя непосредственное управление ЛА, это может при вести к непредсказуемым последствиям.
Некоторое время назад было проведено расширен ное исследование, оценивающее эффективность ра боты двух групп пилотов. Первая группа (контроль ная) состояла из пилотов, которые эксплуатировали старую модель распространённого двухмоторного ре активного лайнера, оборудованного аналоговыми бор товыми приборами. Во вторую (экспериментальную) группу включили пилотов, которые летали на таком же лайнере, но более новой модели - оборудованной системой электронных пилотажных приборов (EFIS) и системой управления полётом (FMS). Пилотов оцени вали по способности контролировать такие параметры полёта, как курс, высоту, воздушную скорость, глис саду и горизонтальное отклонение, а также по точно сти управляющих воздействий. Оценка производилась на тренажёре в ходе различных штатных, нештатных и экстренных манёвров, в течение 4 часов.
Результаты исследования
Когда пилотам, в течение нескольких лет эксплуати рующим EFIS, предлагалось выполнить различные манёвры в ручном режиме, параметры полёта и управ ляющие воздействия свидетельствовали о заметной потере лётных навыков. В ходе штатных манёвров (например, поворот по курсу без помощи командного пилотажного прибора) пилоты экспериментальной
группы допускали большее отклонение от заданных параметров, чем пилоты контрольной группы. В боль шинстве случаев отклонения не выходили за пределы практических тестовых стандартов, но пилоты из экс периментальной группы явно не могли удерживать ЛА на курсе по маяку и на глиссаде столь же точно и уве ренно, как участники контрольной группы.
Разница в навыках ручного управления между пи лотами двух групп ещё сильнее проявлялась во время нештатных манёвров (например, крутого захода на по садку). Получая противоречивые инструкции, пилоты самолётов с аналоговым управлением демонстриро вали хорошие навыки расчётов в уме и обычно нахо дили приемлемый промежуточный вариант. Пилоты самолётов с EFIS, напротив, погружались в вычисле ния, пытаясь найти способ выполнить противоречи вые инструкции с помощью FMS (рис. 17-19).
Другая ситуация, воссоздаваемая в условиях трена жёра, это внезапно возникающая необходимость изме нения параметров захода на посадку. И снова, пилоты самолётов с аналоговым управлением относительно легко переходили на курсовой маяк параллельной ВПП, в то время как для пилотов самолётов с EFIS это оказывалось гораздо более трудной задачей - они за трачивали значительное время, пытаясь перепрограм мировать FMS.
Наличие навыков работы с EFIS сегодня, несо мненно, является важным факторов для пилота. И тем не менее, в конечной фазе полёта зачастую бывает гораздо эффективнее отключить автоматику и выпол нять заход на посадку в ручном режиме. На момент проведения исследования общеотраслевые норматив ные документы рекомендовали пилотам в максималь ной степени использовать автоматику всегда, когда это возможно. С тех пор эта позиция претерпела из менения. В настоящее время пилотам рекомендуется самостоятельно принимать решения, в какой степени использовать автоматические системы в каждой кон кретной ситуации.
Различие между пилотами двух групп ещё более яв ственно проявились при выполнении аварийных манёв ров. В общем и целом, пилоты самолётов с аналоговым управлением привыкли полагаться на необработанные данные, поэтому в аварийной ситуации (например, при отказе двигателя и необходимости выполнять ма нёвры без помощи пилотажного командного прибора) они действовали уверенно и эффективно. И напротив, стандартные операционные процедуры того времени для самолётов с EFIS предполагали использование пи лотажного командного прибора. Когда пилоты самолё тов с EFIS лишались возможности использовать ПКП, эффективность их действий и качество выполняемых манёвров существенно падали.
Специалисты, анализирующие результаты тестов, отмечали, что пилоты контрольной группы, лучше владеющие автоматикой, обладают и лучшими лётно пилотажными навыками. В опубликованных данных нет информации о том, овладели ли они этими навы ками до или после начала эксплуатации автоматизи рованных систем. И тем не менее, результаты иссле дования указывают на то, что квалификацию пилотов в области управления автоматикой необходимо повы шать. Выработанные в ходе исследования рекоменда ции и опыт позволили решить большинство выявлен ных проблем.
Пилотам необходимо совершенствовать лётное ма стерство и навыки ручного управления ЛА в соответ ствии с требованиями, содержащимися в Стандартах практических пилотажных экзаменов FAA. Пилотам автоматизированных ЛА в целях сохранения навыков ручного пилотирования рекомендуется периодически отключать автоматику и осуществлять полёт в режиме ручного управления. Важно понимать, что EFIS облег чает пилотирование и снижает нагрузку на пилота, но его неправильное использование может привести к ка тастрофе. Подвижные карты, отображаемые электрон ными индикаторами, ни в коем образом не могут рас сматриваться в качестве замены аэронавигационных карт или маршрутных карт полётов на малых высотах.
Использование бортового оборудования
Автопилот
На ЛА, управляемых единственным пилотом, при менение автопилота позволяет существенно снизить рабочую нагрузку (рис. 17-20). В результате пилот имеет возможность сконцентрировать внимание на выполнении других полётных задач. Это помогает по высить его осведомлённость в обстановке и снижает вероятность авиационных происшествий (в первую очередь, связанных с ландшафтом местности, над ко торой выполняется полет). В то время как оснащение воздушного судна автопилотом может и должно рас сматриваться в качестве меры управления рисками, важно представлять себе степень опасности, вызван ной отказом этого прибора. Если о неисправности ав топилота известно ещё до взлёта, это может повлиять на оценку других рисков.
Например, пилот планирует выполнить заход на по садку по VОR-маяку на незнакомый аэродром, в ноч ное время, в условиях метеорологического минимума аэродрома. В такой ситуации пилот, скорее всего, бу дет всецело полагаться на помощь автопилота. Это освободило бы пилота от необходимости отслеживать параметры полёта. Таким образом, неисправный авто пилот окажется тем единственным фактором, который

Рис. 17-19. Две аналогичных приборных панели оборудованы аналоговыми (вверху) и цифровыми индикаторами. Каковы полётные данные, отображаемые этими приборами? Пилот, привыкший к аналоговым приборам, скорее всего, вначале посмотрит на верхнюю иллюстрацию. И наоборот, пилот, прошедший обучение на ЛА с цифровыми индикаторами, в первую очередь посмотрит на нижнюю часть рисунка.
повысит риск авиационного происшествия до макси мума. Поэтому необходимо предусмотреть альтерна тивный вариант. С другой стороны, если автопилот от кажет в критический момент (момент пиковой рабочей нагрузки), пилот должен быть готов к немедленным действиям. При таком развитии событий обстоятель ства, которые в другое время считались бы незначи тельными, могут привести к аварийной ситуации. Лучший способ заранее приготовиться к подобному повороту - всесторонне изучить вопрос перед выле том и определить, какие именно действия необходимо будет совершить, если произойдёт отказ автопилота.
Глубокие знания
Как отмечалось выше, глубокое знание пилотом бор тового оборудования эксплуатируемого им ЛА явля ется критически важным фактором в обеспечении как эффективности работы, так и безопасности полёта. Недостаточное знакомство с любой из бортовых систем увеличивает рабочую нагрузку пилота и может, в конеч ном счёте, повлечь за собой потерю осведомлённости в обстановке. Таким образом, наличие глубоких знаний и подготовленность пилота должны рассматриваться как обязательное требование (аналогичное, например, требованию о наличии достаточного запаса топлива). Поверхностное знакомство пилота с эксплуатируемым ЛА и его бортовыми системами следует воспринимать как опасность с высоким потенциалом риска.
Умение использоватьинформацию бортовых систем
Автоматика может существенно помочь пилоту, но пользоваться всеми преимуществами бортовых систем может лишь тот, кто детально разбирается в их возмож ностях и функциях. Глубокое понимание позволяет сделать их использование более эффективным. Пилот должен совершать основные полётные манёвры, полу чая от основного индикатора полётных данных (PFD) только самый минимум информации. В эти манёвры входят развороты, набор высоты, снижение и заход на посадку.
Доведение навыков использования бортовых систем до автоматизма
При первом знакомстве электронные индикаторы по лётных данных могут показаться недостаточно инту итивными в использовании. По мере понимания их возможностей и приобретения опыта работы с ними это впечатление исчезает. Компьютерные обучающие программы и тренажёры помогают пилотам привы кнуть к использованию цифровых бортовых систем.
Чтобы закрепить знания, необходимы практические тренировки. Автоматизм в использовании бортовых систем не только повышает безопасность полёта, это также помогает существенно снизить рабочую на грузку на пилота.
Необходимость избегать«зубрёжки»
Чтобы эффективно использовать автоматические си стемы, недостаточно просто заучить наизусть последо вательность операций. Плохо, когда пилоту постоянно приходится думать о том, какую кнопку нажать следу ющей. Но не менее опасно механическое заучивание, которое заставит пилота постоянно использовать одни и те же наборы действий, даже если существуют более эффективные процедуры. Механическая «зубрёжка» указывает на поверхностное понимание принципов

Рис. 17-20. Пример автопилота.
функционирования бортовых систем. Необходимо стремиться к достижению такого уровня профессио нализм.а, при котором пилот будет знать, что делать, не задумываясь о том, «какую кнопку нажать следую щей». Навыки и глубокое понимание эксплуатируемых систем помогают пилоту справляться со сложными за дачами·и высокой рабочей нагрузкой.
Знание различных пилотажно-навигационных платформ
Вопреки распространённому мнению, управление ЛА, оснащённым электронной САУ, требует того же уровня внимания, что и при управлении ЛА с аналого выми бортовыми приборами и классической авиони кой. Пилот должен хорошо представлять себе особен ности использования электронных ИПД конкретного ЛА (рис. 17-21).
При использовании электронных ИПД следует пом нить о двух простых правилах.
Умейте управлять ЛА в соответствии с требова ниями Стандартов практических пилотажных эк заменов. Хотя многим это кажется маловажным,


Рис. 17-21. Примерыразличных пилотажно-навигационных платформ. Сверху вниз: «Бичкрафт Бэрон G58», «Циррус SR22» и
«Циррус Энтегра».
умение управлять ЛА в соответствии со стандар тами повышает лётное мастерство пилота и позво ляет ему уделять большее время контролю борто вых систем, не распыляя внимание на несколько задач одновременно.
Внимательно ознакомьтесь с инструкциями по ис пользованию бортовых электронных систем ЛА, которым вам предстоит управлять.
Управление автоматическими системами ЛА
Прежде чем начать использовать бортовую автома тику, пилот должен научиться управлять ЛА. Обучение выполнению манёвров остаётся важным компонентов
лётной подготовки, поскольку почти 40% всех проис шествий в авиации происходит в фазе посадки, а это единственный этап полёта, который не может выпол няться компьютером в автоматическом режиме. Ещё 15% авиационных происшествий происходят во время взлёта и первоначального набора высоты.
Среди официально признаваемых FAA проблем без опасности полётов присутствует и проблема исполь зования БРЭО: пилоты склонны чрезмерно доверять бортовым системам, надеясь, что оборудование ком пенсирует ошибки и слабую подготовку пилота. С этим излишнимдоверием связана и роль ПАР. Неправильные аэронавигационные решения, вероятно, являются при чиной наибольшего числа авиационных происшествий на самолётах, используемых для коммерческих марш рутных рейсов. Проведённое FAA исследование пока зало, что частота принятия неверных решений среди пилотов самолётов с усовершенствованным БРЭО выше, чем по отрасли в целом. Материалы исследова ния указывают на то, что, в большинстве случаев, при чинами авиационных происшествий становятся фак торы, напрямую не связанные с самолётом, а именно неопытность пилотов и последовательность принимае мых ими неудачных решений. В качестве одной из при чин происшествий со смертельным исходом постоянно
называются попытки продолжать пилотирование ЛА по пвп в условиях ппп.
Таким образом, способность пилота к эффективным действиям в нормальных и чрезвычайных условиях определяется не только его механическими лётными навыками, но и умением воспринимать и анализиро вать информацию, отображающуюся на ЭИПП. Для безопасной эксплуатации самолётов с усовершенство ванными БРЭО необходимо уметь управлять трёмя важнейшими факторами: информацией, автоматикой ирисками.
Управлениеинформацией
Пилотам, незнакомым с ЭИПП, может показаться, что ОИПД, многофункциональный ИПД и экран навига тора GPS/YKB отображает слишком много информа ции и перегружен разноцветными меню и подменю. Необученный пилот может «утонуть» в этом море ин формации, не зная, как вызвать на экран те данные, которые ему необходимы. Полезно помнить о том, что системы ЭИПП устроены аналогично настольным ком пьютерам, в которых некоторые папки хранятся на ра бочем столе, а другие - внутри иерархической файло вой системы.
Первое, что должен выработать в себе пилот ЛА с усо вершенствованным БРЭО, это способность понимать систему на концептуальном уровне. Знание принципов
организации системы помогает пилоту управлять доступной информацией. Важно понимать: одного умения «крутить ручки» и «нажимать на кнопки» не достаточно. Понимание того, как работает усовершен ствованное БРЭО, облегчает запоминание процедур и позволяет пилоту решать проблемы, о существовании которых он раньше и не догадывался.
Конечно, глубина понимания не бесконечна. Обычно для пилота не представляется возможным разобраться во всех тонкостях устройства сложных электронных бортовых систем. Помнить, что сюрпризы неизбежны, и постоянно учиться новому - гораздо более эффек тивный путь, чем пытаться механически запоминать последовательность операций и процедур.
Второй критически важный навык в управлении ин формацией - это умение остановиться, посмотреть и получить необходимые данные. Новички часто кон центрируются на ручках и кнопках, пытаясь выучить наизусть, что и когда необходимо нажать, повернуть и сдвинуть. Для управления информацией, предостав ляемой усовершенствованным БРЭО, гораздо эффек тивнее остановиться, посмотреть и получить данные. Привычка читать данные с дисплея перед тем, как на чинать «нажимать, поворачивать и двигать», способна избавить пилота от множества неприятностей.
Задача пилота, находящегося перед индикаторами ЛА с усовершенствованным БРЭО, - анализировать информацию, управлять ею и правильно расставлять приоритеты.
Лётчики-инструкторы часто рекомендуют пило там ограничить поток получаемой информации. Это можно сделать, в частности, настроив элементы ОИПД и многофункционального индикатора (МФИ) в со ответствии с индивидуальными предпочтениями. Например, большинство систем позволяют использо вать для ориентирования по карте такие варианты, как
«north up» («север вверху»), «track up» («курс вверх», т.е. вверх по отношению к ориентации карты на экране),
«ОТК» («desired track up», «заданный маршрут вверх») и «heading up» («навигация по направлению вверх»). Рекомендуется выбрать что-либо одно и всегда ис пользовать эту настройку. Другой способ - это устано вить (когда возможно), какое количество информации должно отображаться на индикаторе. Пилоты могут менять объём информации на экране в зависимости от условий конкретного полёта.
Поток информации может меняться даже в зависи мости от выполняемой операции. Пилот имеет воз можность менять последовательность отображения данных или отключать отображение информации, ко торая не требуется ему при выполнении конкретной операции. Примеры управления потоком информации при выполнении конкретной операции:
установка различного масштаба карты на марш руте и в зоне аэропорта;
отображение на МФИ страницы предупреждения о рельефе местности в ночное время, во время по лёта в СМУ или вблизи гор;
отображение на ОИПД блока «ближайший аэро порт» в ночное время или при полёте над неблаго приятной территорией;
программирование канала метеоданных таким об разом, чтобы он отображал данные METAR (метео сообщения с бортов ЛА).
Повышение осведомлённости в обстановке
Усовершенствованное БРЭО современных ЛА позво ляют повысить осведомлённость пилота в обстановке. Хотя руководства по лётной эксплуатации в явном виде запрещают использование отображаемых на электронных ИПД подвижных карт, топографических сообщений, предупреждений о рельефе местности и каналов метеоданных в качестве основных источ ников информации, тем не менее, эти инструменты способны оказать пилоту неоценимую помощь в повы шении осведомлённости в обстановке. Без тщательно продуманной стратегии управления информацией эти инструменты также могут свести роль пилота к второстепенным функциям «главного пассажира воз душного судна».
Представьте себе пилота, чья стратегия управления навигационной информацией ограничивается исклю чительно следованием за пурпурной линией на под вижной карте.Такая стратегия чревата серьёзнейшими последствиями, если прямой курс системы GPS будет проходить, например, через высокогорные районы или закрытое воздушное пространство, либо в случае сбоя в работе индикатора подвижной карты.
При правильной стратегии использование автома тизированных органов управления должно повышать осведомлённость в обстановке, а не снижать её. Всегда применяйте две простые процедуры - повторно про веряйте все получаемые от БРЭО данные и произносите
«вопросы», возникающие к системе, вслух. Так вы смо жете, как минимум, убедиться, что получаемые дан ные имеют смысл. Правильный ли пункт назначения был введён в навигационную систему? Произнесение вопросов вслух - даже на ЛА, управляемых одиноч ным пилотом, - это прекрасный метод сохранять осведомлённость в обстановке и одновременно управ лять информацией.
Другие способы поддерживать осведомлённость в обстановке:
Выполните полную верификационную про верку всех вводимых программ. Перед взлётом
проверьте правильность всей введённой в систему информации.
Проверьте проложенный маршрут полёта. Перед взлётом убедитесь, что проложенный маршрут со впадает с запланированным. Занесите параметры планируемого маршрута, включая направления и длину всех отрезков, в рабочий дневник (на бумаге). Используйте дневник для анализа про ложенного маршрута. Если первый маршрут не совпадает со вторым, не следует заранее предпола гать, что «компьютер не ошибается», - проверьте правильность ввода всех данных.
Проверьте параметры промежуточных пунктов маршрута.
Используйте всё имеющееся на борту навигацион ное оборудование. Например, используйте всена правленные курсовые маяки VOR или NDB, чтобы проверять показания навигатора GPS, и наоборот.
Стремитесь к тому, чтобы управляющие действия, ожидаемые от САУ, соответствовали вашей соб ственной лётной квалификации. Оставайтесь в рамках индивидуальных ограничений.
Выбирайте реалистичный маршрут полёта - это позволит сохранить осведомлённость в обста новке. Например, даже если бортовое оборудо вание позволяет проложить прямой маршрут полёта из Денвера, штат Колорадо, в Дестин, штат Флорида, очень велика вероятность того, что маршрут придётся изменить, чтобы обогнуть базу ВВС США Эглин.
Всегда проверяйте набранные данные перед вводом. Например, простая ошибка при наборе данных, сделанная в период пиковой рабочей нагрузки, может привести к потере осведомлён ности в обстановке.
Управление автоматическими средствами
Усовершенствованное БРЭО имеет несколько уров ней автоматизации - от строго ручного до высоко автоматизированного управления полётом. Каждый из уровней автоматизации подходит лишь для опре делённого набора ситуаций, но для того, чтобы из бежать потенциально опасной потери осведомлён ности в обстановке, пилот должен уметь управлять индикатором отклонения от курса, навигационным прибором и автопилотом. Важно, чтобы пилот знал особенности конкретной системы, установленной на эксплуатируемом им ЛА. Пилот должен хорошо представлять, чего ожидать от системы, как контро лировать правильность её работы, и какие действия необходимо предпринять, если система перестала работать надлежащим образом.
Например, на самом базовом уровне, управлять ав топилотом означает в каждый момент времени знать, какие функции включены, а какие выполняются в фоновом режиме. Пилот должен удостовериться, что фоновые функции (например, отслеживание марш рута или снятие данных высоты полёта) включаются в нужное время. Управление автоматикой - ещё одна область, где очень помогает произнесение вопросов и команд вслух, особенно после внесения изменений в маршрут или высоту полёта.
На ЛА с усовершенствованным БРЭО для правиль ного управления автоматикой пилоту необходимо хорошо понимать, как автопилот взаимодействует с другими бортовыми системами. Например, в неко торых автопилотах изменение курса на электронном индикаторе горизонтального положения (МИПД) с GPS на курсовой маяк LOC/VOR в то время, как авто пилот находится в режиме NAV (режим отслеживания курса), приводит к выходу автопилота из режим NAV. Поперечное управление автопилота будет оставаться в режиме ROL (уровень крыльев) до тех пор, пока пилот не предпримет действия по возвращению в режим NAV для отслеживания выбранного курса.
Управление рисками
Управление рисками - последний из трёх навыков, необходимых для эффективного пилотирования ЛА с СЭПП. Улучшенная осведомлённость в обстановке и возможности автоматизации, предоставляемые СЭПП, значительно повышают безопасность полёта и удоб ство управления, особенно в случае использования ЛА в качестве персонального транспортного средства. В то же время, остаётся риск, что снижение рабочей на грузки приведёт к возникновению у пилота чувства са моуспокоенности и беспечности.
Люди, как правило, оказываются плохими контролё рами автоматизированных систем. Человек, которому поручено пассивно отслеживать работу автоматиче ской системы на предмет отказов, аномалий и других относительно редких событий, обычно плохо справля ется с таким заданием. И чем надёжнее система, тем хуже её контролирует человек. Например, пилот на чинает следить исключительно за сигналами системы аварийного оповещения, не обращая внимания на си туации, на которые эта система должна реагировать. Парадокс автоматизации заключается в том, что даже самое совершенное БРЭО может как повысить осведом лённость пилота, так и снизить её.
В связи с этим необходимо помнить, что электрон ные ИПД не способны заменить знания и навыки пи лота. Они являются лишь инструментами для повы шения безопасности полёта. Когда пилот начинает
верить, что электронные устройства освобождают его от необходимости владеть лётным искусством, риск авиационных происшествий многократно возрастает. Особенно важно понимать, что возможности электрон ных систем далеко не безграничны, особенно тех, ко торые устанавливаются на лёгкие самолёты. От КВС требуется умение принимать разумные аэронавигаци онные решения, которые иногда могут приводить и к отмене полёта.
Риск также возрастает, когда пилот прекращает от слеживать работу электронных систем. Переставая следить за показаниями электронных приборов и про верять результаты работы автоматических систем, пи лот постепенно отстраняется от управления ЛА и пре вращается в самоуспокоенного «главного пассажира воздушного судна».
Подобное благодушие стала причиной следующей трагедии. В 1999 году в Колумбии многомоторный са молёт, управляемый двумя пилотами, врезался в один из хребтов горной системы Анд. При проверке СУП са молёта выяснилось, что пилоты ошиблись при вводе координат промежуточного пункта маршрута. Ошибка на один градус привела к отклонению маршрута почти на один километр относительно первоначально вы бранного. Пилоты располагали правильными картами, на которых был обозначен их маршрут, и имели бу мажный штурманский журнал, в который были зане сены параметры каждого отрезка маршрута. Другими
словами, пилоты обладали всеми необходимыми ин струментами для контроля и отслеживания своего по лёта, но вместо этого доверили управлять самолётом автоматике. Система сделала в точности то, на что её запрограммировали. Она привела самолёт к столкно вению с горой, что повлекло за собой смерть несколь ких человек. Пилоты утратили контроль над системой, создав тем самым неминуемую опасность для своей жизни и жизни пассажиров. Важно подчеркнуть, что риск возник из-за простой невнимательности экипажа. Пренебрегая необходимостью анализировать правиль ность действий автоматики, пилоты максимизировали риск, вместо того, чтобы минимизировать его. В дан ном случае абсолютно предотвратимое авиационное происшествие превратилось в трагедию из-за само успокоенности и халатности пилотов.
Пилот, осваивающий автоматическую СУП, дол жен понимать, что любая человеческая деятельность с использованием технических устройств неизбежно влечёт за собой определённый риск. Знания, опыт и чёткое выполнение поставленной задачи резко уве личивают вероятность благополучного и безопас ного исхода полёта. ЛА с усовершенствованным БРЭО предоставляют пилоту множество новых возможно стей и значительно упрощают выполнение базовых действий, но лишь в том случае, если пилот надлежа щим образом обучен, а всё оборудование находится в исправном состоянии.
l(раткий англо-русский словарь авиационных терминов
А
above ground level (AGL) над уров- нем земной поверхности (УЗП)
absolute ceiling абсолютный потолок accelerating жиклёр приёмистости accountabllity считываемость acrobatic спортивно-пилотажный actuator гидроусилитель
adjustaЫe-pitch propeller воздуш- ный винт изменяемого шага
advection fog адвективный туман adverse yaw обратное рыскание aerodynamic аэродинамика aeronautical аэронавигационный
aeronautical decision-making (ADM) приня- тие аэронавигационных решений (ПАР) aeronautical information manual (AIM) сбор
ник аэронавигационной информации
aileron элерон
air data computer (ADC) вычисли- тель параметров полёта (ВПП)
air intake впуск воздуха
air mass thunderstorm внутримассовая гроза
air traffic control служба управления воз- душным движением (УВД)
air traffic control (АТС) служба управле ния воздушным движением (УВД)
aircraft летательный аппарат (ЛА)
aircraft flight manual (AFM) руковод- ство по лётной эксплуатации (РЛЭ)
airflow воздушный поток
airflow separation отрыв потока airfoil аэродинамическая поверхность airframe планер
airport elevation превышение аэродрома
airport/facility directory (A/FD) справоч- ник аэропорта и наземных служб
airspeed воздушная скорость
airspeed indicator (ASI) указатель воз душной скорости (УВС)
airworthiness полётопригодность
airworthiness directive (AD) дирек тива по лётной годности
alternating current переменный ток
altimeter высотомер
altitude высота
altocumulus высококучевые (облака) altostratus высокослоистые (облака) angle of climb угол кабрирования angle of incidence угол набегания angular difference угловая разность antiservo tab антикомпенсатор
anti-torque pedal педаль противовращения
approach заход на посадку
approach end торцевая часть (ВПП)
atmospheric stabllity невозмущённость атмосферы
attitude положение самолёта в воздухе
attitude heading and reference system (AHRS) курсовертикаль
attitude indicator указатель про странственного положения
automatic direction finder (ADF) автома тический радиопеленгатор (АРП)
aviation maintenance technician (АМТ) авиационный техник
axis ось
в
balance центровка
balance tab сервокомпенсатор
balanced field length сбалансиро- ванная длина лётного поля
ballooning effect баллонный эффект
bank крен
bearing pointer указатель пеленга
best power mixture range оптимальное соот- ношение компонентов рабочей смеси
best rate-of-climb наибольшая скороподъёмность
Ыаdе лопасть
Ыаdе angle угол установки лопасти Ыаdе loading нагрузка на лопасть Ыast pad концевая полоса boundary layer граничный слой
boundary layer separation отрыв пограничного слоя
brake тормоз
brake horsepower тормозная мощность
buffeting вибрация
bulkhead шпангоут
butterfly valve клапан-бабочка
bypass ratio степень двухконтурности
![]()
caЬin кабина
cabln altimeter кабинный высотомер cabln altitude высота давления в кабине calibrated air speed (CAS) индикатор-
ная воздушная скорость (ИВС)
camber кривизна
carbon fiber углеродное волокно
center of gravity (CG) центр тяжести (ЦТ)
center of lift точка приложения подъёмной силы
center of pressure центр давления central hub центральная втулка Central Standard Time Центральное
стандартное время
centrifugal force центробежная сила centripetal force центростремительная сила chandelle боевой разворот
CG limit предел центровок
CG range диапазон центровок cirrocumulus перисто-кучевые (облака) cirrostratus перисто-слоистые (облака) cirrus перистые (облака)
clean configuration конфигура- ция с убранной механизацией
clear air turbulence турбулентность при ясном небе
climb набирать высоту
climb performance характеристики набора высоты
climЬing attitude набор высоты
cloud base нижняя кромка облачности
Code ofFederal Regulations (CFR) Кодекс фе- деральных нормативных документов
collective рычаг «шаг-газ"
combustion chamber камера сгорания commuter самолёт местных авиалиний compass card картушка компаса compass deviation компасная девиация compass rose компасная «роза» composite композитный материал composite aircraft самолёт из ком-
позитных материалов
composite construction композитная конструкция
constant-speed propeller воздуш- ный винт постоянной скорости
continuous power продолжительная мощность
control and compensator unit управ- ляюще-согласующий блок
control column штурвальная колонка control force управляющее усилие control instruments приборы управления control speed эволютивная скорость control surface плоскость управления
control tower командно-диспетчерский пункт (КДП)
control wheel штурвал управления
control yoke штурвал
controlled flight into terrain (CFIТ) кон- тролируемый полёт в землю
convective currents конвективные потоки conventional aircraft самолёт обычной схемы conventional landing gear шасси обычной схемы coordinated turn координированный поворот corkscrewing спиральный
corrosion коррозия
course deviation indicator (CDI) указа- тель отклонения от курса (УКД)
course indicator указатель курса course selector задатчик курса cowl flap створка капота
crank рукоятка
crankcase картер
crankshaft коленчатый вал
crew resource management (CRM) управ- ление ресурсами экипажа
cross-country flight маршрутный полёт cruise power крейсерская мощность cruising flight крейсерский режим cruising speed крейсерская скорость cuff носовой щиток
cumulonimbus кучево-дождевые (облака)
cumulus кучевые (облака)
cure time вулканизация
cyclic ручка продольно-поперечного управления
cylinder head головка цилиндра
D
dead reckoning счисление пути delamination отслоение, расслоение density altitude высота по плотности design maneuvering speed расчёт-
ная скорость маневрирования desired course заданный курс deviation девиация
differential pressure gauge диффе- ренциальный манометр
dihedral поперечное V крыла
directional control путевая управляемость directional stabllity путевая устойчивость discharge nozzle жиклёр
displaced threshold смещённый порог
distance measuring equipment даль- номерное оборудование (ДО)
distance measuring equipment (DME) даль- номерное оборудование (ДО)
disturbance атмосферные помехи
dive пикировать
downdraft нисходящий поток
downward понижающий
downwash снос потока downwash flow скошенный поток downwind по ветру
drag лобовоесопротивление
drift снос
drift angle угол сноса
dry adiabatic lapse rate сухоадиабатический градиент
dutch roll «голландский шаг»
Е
Eastern Standard Time Североамериканское восточное время
electronic flight display (EFD) электронный индикатор полётных данных (ЭИПП)
elevator руль высоты
elevator control тяга руля высоты
embedded thunderstorm маскированная гроза
empennage хвостовое оперение
empty weight сухая масса
еп route climb airspeed маршрут- ная скорость набора высоты
endurance продолжительность полёта
energy impact мощность
engine pressure ratio степень повы- шения давления в двигателе
engine roughness неуравновешенность двигателя
ероху resin эпоксидная смола
estimated flight altitude расчётное время в пути
F
factor of safety коэффициент запаса прочности
fairing зализ
false start ложный запуск
Federal Aviation Administration (FAA) Федеральное управление гражданской авиации
Federal Communications Commission (FCC) Федеральная комиссия связи
fiberglass стекловолокно
field elevation превышение аэродрома
fin киль
final approach посадочная прямая firewall теплозащитный кожух fixed slot жёсткая щель
fixed-pitch propeller воздушный винт постоянного шага
flameout срыв пламени
flap закрылок
flare выравнивание (перед посадкой)
flight characteristics лётные характеристики flight controls система управления полётом flight deck кабина пилотов
flight director командный пилотажный прибор flight display индикатор полётных данных flight level эшелон полёта
aдight load полётная нагрузка
flight log бортовой журнал
flight service station (FSS) станция службы обеспечения полётов
flightpath траектория полёта
flutter флаттер
flux gate compass магнитно-индукционный компас
flux valve магнитно-индукционный датчик
flying abllity лётная способность force of gravity сила тяготения foreign object damage поврежде-
ние инородным телом
form drag профильное сопротивление former вспомогательная нервюра forward flight горизонтальный полёт forward speed поступательная скорость Fowler flap закрылок Фаулера framework каркас
free-stream velocity скорость свободного потока
fuel сар топливная крышка
fuel flow расход топлива (в т.ч. часовой)
fuel load запас топлива
fuel manifold топливный коллектор fuel metering device расходомер fuel tank топливный бак
full authority digital engine control автономная цифровая система управления двигателем
fuselage фюзеляж
G
general aviation авиация общего назначения
gimbal карданный подвес glidepath глиссада glideslope глиссада
Global Positioning System (GPS) глобаль- ная система определения координат
go-around уход на второй круг
gravity-feed безнапорный
gross weight полный полётный вес
ground effect эффект влияния земли
ground-adjustaЫe propeller воздушный винт с переставляемыми на земле лопастями
groundspeed (GS) путевая скорость (ПС)
gust порыв ветра
gust load factor перегрузка от порыва ветра gyroscopic action гироскопическое действие gyro-stabllized гиростабилизированный
н
hang glider дельтаплан
heading indicator указатель курса
high thrust высокая тяга
high-tension lead провод высокого напряжения
horizontal situation indicator (HSI) нави гационный плановый прибор (НПП)
horizontal stabllizer горизонтальный стабилизатор
horizontal tail surface горизонталь- ное хвостовое оперение
hot start горячий запуск
hovering зависший
hub втулка
hypoxia кислородное голодание
idle cutoff механизм остановки при малом газе ignition switch выключатель зажигания ignition system система зажигания
impact resistance стойкость к ударным нагрузкам
impeller крыльчатка
inclinometer креномер
indicated airspeed (IAS) прибор- ная воздушная скорость (ПВС)
induced drag индуктивное сопротивление
induction система забора воздуха
inflight emergency авиационное происшествие
in-line engine рядный двигатель
installation error аэродинамическая поправка instrument approach заход на посадку по приборам instrument error инструментальная погрешность instrument flying handbook инструк-
ция пилотирования по приборам
instrument landing system (ILS) инстру ментальная система посадки (ИСП)
instrument panel приборная доска instrumental flight rules (IFR) пра- вила полётов по приборам (ППП) instrumentation бортовые приборы
insulation Ыanket изоляционное покрытие intake manifold впускной коллектор intake port впускное отверстие
intake valve клапан впуска
intercooler промежуточный охладитель
interference drag интерференционное сопротивление
J
jet fuel авиационный керосин
к
keel effect килевой эффект
L
land and hold short посадка икра- тковременное ожидание
landing посадка
landing distance посадочная дистанция
landing gear шасси
landing roll послепосадочный пробег landing speed посадочная скорость landing threshold входная кромка lapse rate вертикальный градиент lateral поперечная
leading edge передняя кромка leading edge flap предкрылок level flight горизонтальный полёт leveler выравниватель
lift подъёмная сила
lift capabllity несущая способность
lift to drag ratio аэродинамическое качество lifting surface подъёмная поверхность liftoff отрыв от земли
limit load factor коэффициент максималь- ной эксплуатационной перегрузки
load factor коэффициент перегрузки
load limit предельная нагрузка
load-carrying несущий (элемент, напр. обшивка)
long range navigation система даль- ней радионавигации
longeron лонжерон longitudinal продольный lubber line курсовая черта
м
magnetic north магнитное направ- ление северного меридиана
magnetic variation магнитное склонение main landing gear главная стойка шасси main spar главный лонжерон
maintenance costs эксплуатационные расходы maneuverabllity маневроспособность maneuvering load factor коэффици-
ент эксплуатационной перегрузки maneuvering speed эволютивная скорость manifold pressure давление наддува manifold pressure gauge манометр наддува
maximum continuous power номинальная мощность maximum gross weight максимальный взлётный вес maximum load factor предельно допустимая нагрузка maximum performance предельный режим maximum structural cruising speed мак-
симальная крейсерская скорость
mean aerodynamic chord сред- няя аэродинамическая хорда
mesh сетка
microburst микропорыв
microwave landing system (MLS) микро волновая система посадки
minimum controllaЫe airspeed мини мальная эволютивная скорость
missed approach уход на второй круг
mixer микшер
mixture control регулятор качества смеси
moist adiabatic lapse rate влажнодиаба- тический градиент температуры
moment arm плечо момента
monocoque монокок
motion sickness воздушная болезнь
Mountain Standard Time Горное время
N
National Aeronautical Charting Group (NACG) Национальная аэронавигаци онно-картографическая группа
National Airspace System (NAS)
Национальная система УВД
National Weather Service (NWS) Национальная метеорологическая служба
never-exceed speed максимально до- пустимая скорость
nimbostratus слоисто-дождевые (облака)
nondirectional radio beacon (NDB) не- направленный радиомаяк (НРМ)
normal climb штатный набор высоты
normal operating range диапазон рабочих режимов
normally aspirated engine двига- тель с естественным наддувом
northerly turning error северная поворотная ошибка
nose heaviness тенденция к пикированию
nose over капотировать
nose-down attitude положение пикирования
nose-down trim балансировка пикирующего момента
nose-heavy перетяжелённый на нос
nose-high attitude положение с поднятой но- совой частью, положение кабрирования
nose-low attitude положение пикирования
notice to airmen (NOTAM) извеще- ние пилотам (НОТАМ)
о
obstacle clearance высота пролёта препятствий
oil pressure gauge масляный манометр oil temperature gauge термометр масла omnidirectional range beacon все-
направленный радиомаяк
one-turn spin одновитковый штопор operating altitude рабочая высота operating range рабочий диапазон operating weight эксплуатационный вес operational hour эксплуатационный час
orographic thunderstorm орографическая гроза
outflow valve выпускной клапан
outside air temperature (oat) темпера- тура наружного воздуха (ТНВ)
р
Pacific Standard Time Тихоокеанское стандартное время
pad прокладка
parasite drag паразитное сопротивление
payload полезный груз
performance лётно-технические ха- рактеристики (ЛТХ)
performance chart эксплуатационная таблица
performance Instruments приборы для контроля параметров движения
pictorial navigation indicator панорам- ный навигационный указатель
pilot-in-command командир воздушного судна (КВС)
pilot's operating handbook (РОН) эксплуа- тационный справочник пилота (ЭСП)
pitch тангаж
pitch attitude положение по тангажу pitching moment момент тангажа pitching motion движение по тангажу pitot tube приёмник воздушного давления pitot-static system система приём-
ника воздушного давления pivot point точка вращения plain flap плоский закрылок
planform горизонтальная проекция
plotter протрактор
polyester resin полиэфирная смола
power availaЫe доступная мощность
power enrichment system система обогащения power loading удельная нагрузка на мощность power output полезная мощность
power required потребляемая мощность power setting режим работы двигателя power stroke рабочий ход
powered parachute парамотор
power-on stall сваливание на большом угле атаки
powerplant силовая установка
power-to-weight ratio отношение мощности к массе precision approach path indicator (PAPI) указатель траектории точного захода на посадку (УТТЗП)
preflight briefing предполётный инструктаж preflight inspection предполётный осмотр preignition преждевременное зажигание pressure altitude барометрическая высота pressure differential перепад давлений pressure gradient барический градиент pressure type закрытого типа (напр., манометр) primary flight display (PDF) основной ин-
дикатор полётных данных (ОИПД)
primary structure силовая конструкция
private pilot certificate лицензия пилота-любителя
procedure turn стандартный разворот
propeller воздушный винт
propeller disc area площадь, омета- емая воздушным винтом
propeller efficiency кпд воздушного винта propeller shaft вал воздушного винта propeller-driven винтовой (напр., самолёт) propulsion system двигательная установка
R
radiation fog радиационный туман
radio magnetic indicator (RMI) радио- магнитный указатель
ram air набегающий поток воздуха ramp weight стояночный вес range дальность полёта
range indicator индикатор дальности
rate of climb скороподъёмность
rate of turn (ROT) угловая скорость поворота rated horsepower номинальная мощность rear spar задний лонжерон
rearward хвостом вперёд (т.е. назад)
receiver autonomous integrity monitoring (RAIM) автономный контроль целост ности приёмника (АКЦП)
reciprocating engine поршневой двигатель
reference datum начало отсчёта
region of normal command зона нор- мального управления
region of reversed command зона об- ратного управления
relief valve предохранительный клапан
remote indicating compass дистанционный компас restoring moment стабилизирующий момент resultant velocity равнодействующая скорость
roll крен
rolling moment кренящий момент rotational velocity угловая скорость rotor несущий винт
rotor hub втулка несущего винта rotor pitch шаг несущего винта rough air область турбулентности rudder руль направления
rudder trim путевая балансировка
runup опробование двигателя
runway взлётно-посадочная полоса (ВПП)
s
sailplane планёр
scavenge pump насос откачки
sea-level engine невысотный двигатель
segment участок
selective availaЬility селективная доступность
semimonocoque полумонокок
service ceiling практический потолок
shaft power мощность на валу shock wave ударная волна sideslip скольжение на крыло
sink rate вертикальная скорость снижения sinking effect эффект парашютирования skidding скольжение на крыло (внешнее) skidding turn разворот с внешним скольжением skin friction поверхностное трение
slant range distance наклонную дальность
slat выдвижной предкрылок
slaving согласующий
slipping скольжение на крыло (внутреннее) slipping turn разворот с внутренним скольжением slip-skid indicator индикатор скольжения slipstream спутная струя
slotted flap щелевой закрылок solenoid электромагнитный клапан solid state instrument твердотель-
ный измерительный прибор
spanwise размах крыла
spark ignition engine двигатель с ис кровым зажиганием
spatial disorientation потеря про странственной ориентации
special use airspace особая зона воз душного пространства
specific endurance удельная про- должительность полёта
specific range удельная дальность полёта spiral instaЬility спиральная неустойчивость split flap разрезной закрылок
spoiler интерцептор staЬilator стабилизатор staЬility устойчивость stagnation point точка застоя stall сваливание
stalling angle критический угол атаки
stalling speed скорость сваливания
standard datum plane стандартная плоскость отсчёта standard-rate turn разворот стандартной схемы starter стартёр
starter motor пусковой двигатель
starting system система пуска
static source приёмник статического давления
steady flight установившийся полёт
stick ручка управления
stick pusher толкатель штурвальной колонки
stopway тормозная площадка
straight-and-level flight установив- шийся прямолинейный полёт
stratocumulus слоисто-кучевые (облака)
stratus, stratiform слоистые (облака)
stressed skin несущая обшивка
stringer стрингер
strut подкос, распорка, кронштейн subcomponent субкомпонент suction gauge вакууметр supercharging наддув
surface weather map приземная си- ноптическая карта погоды
surface wind приземный ветер sweepback прямая стреловидность крыла swept wing стреловидное крыло
т
tab триммер
tail heavy перетяжелённый на хвост
tailwheel хвостовое колесо
takeoff взлёт
takeoff flightpath взлётная траектория
takeoff roll (run) разбег при взлёте
takeoff safety speed безопасная взлётная скорость
takeoff speed скорость отрыва takeoffweight взлётный вес taper сужение
taxiing руление
temperature limit температурный предел terminal area chart схема зоны аэропорта terminal velocity конечная скорость
threshold speed скорость прохождения порога
throttle дроссельная заслонка throttle valve дроссельный кран thrust тяга
thrust horsepower тяговая мощность
thrust line линия силы тяги
tie-down швартовка
tighten the turn снижать радиус разворота
tip законцовка (крыла) torque крутящий момент torque motor сервомотор
torque reaction реактивный момент
touchdown касание земли
touchdown speed посадочная скорость
track маршрут
trailing edge задняя кромка trailing edge flap закрылок trailing vortex концевой вихрь
tricycle landing gear трёхопорное шасси trim drag балансировочное сопротивление trim system система балансировки
trim tab position indicator указа- тель положения триммера
trim tab, trimming device триммер trimming балансировка
trip time время полёта на маршруте
true airspeed (TAS) истинная воз душная скорость (ИВС)
true north истинное направле- ние северного меридиана
truss member элемент фермы
truss structure ферменная структура
tublng тюбинг
tumЫe опрокидываться
turblne engine газотурбинный двигатель
turbocharger турбонагнетатель
turbofan engine турбовентиляторный двигатель turbojet engine турбореактивный двигатель turboprop engine турбовинтовой двигатель turboshaft engine турбовальный двигатель turbulent wake турбулентный след
turn coordinator координатор поворота
turn indicator индикатор поворота
turn rate indicator индикатор угловой скорости
turn-and-slip indicator указатель по- ворота и скольжения
turning moment момент вращения
u
ultimate load критическая нагрузка unaccelerated flight установившийся полёт unimproved airfield неподготовленный аэродром Universal Coordinated Time Всемирное
координированное время
unusaЫe fuel невырабатываемый остаток топлива
upslope fog туман склонов upward flow восходящий поток usaЫe fuel расходуемое топливо useful load полезный груз
useful range эффективная дальность действия
V
variaЫe incidence переменный угол атаки
variation склонение
vector analysis векторный анализ
venturi диффузор
vertical attitude положение по тангажу vertical fin вертикальное хвостовое оперение vertical speed indicator (vsi) вариометр vertical stabllizer вертикальный стабилизатор visual approach slope indicator (VASI) система
визуальной индикации глиссады (СВИГ)
visual flight rules (VFR) правила ви зуальных полётов (ПВП)
w
wake turbulence турбулентность спутного следа
wash спутная струя
waste gate выпускной затвор
waypoint промежуточная точка weather map синоптическая карта wind correction angle (WCA) угол по-
правки на ветер (УПВ)
wind drift снос под воздействием ветра
wind shear сдвиг ветра
wind triangle ветровой треугольник winds aloft верховые ветры windshield лобовое стекло
wing heaviness тенденция к свали ванию на крыло
wing loading нагрузка на крыло
wing tank крыльевой топливный бак
wing wake спутная струя wings-level без крена wingspan размах крыльев wingtip концевая часть крыла
wingtip vortex концевой вихрь крыла
у
yaw рыскание
yaw damper демпфер рыскания yawing moment момент рыскания yield factor коэффициент запаса
П,РИЛОЖЕНИЕ 2
Используемые сокращения
A/FD АС ADF AFSS
справочник аэропортов и наземных служб консультативный циркуляр автоматический радиопеленгатор автоматическая станция службы
EFAS
EFIS EST
служба консультаций на маршрутных полётах
система электронных пилотажных приборов Восточное стандартное время
обеспечения полётов
AIM сборник аэронавигационной информации
AIRMET метеорологическая
информация для пилотов
FA авиационный прогноз по региону
FAA Федеральное управление гражданской авиации США
FAASTeam Рабочая группа безопасности полётов FAA
ARSR
узкополосная авиационная радиолокационная станция
FADEC автономная цифровая система управления двигателем
ARTCC ASI
кругового обзора
центр управления воздушным движением на авиалиниях
инспектор по авиационной безопасности
FD FMS FSDO
прогноз верховых ветров и температуры система управления полётом
местное отделение Службы лётных стандартов
ASOS автоматическая система наземного наблюдения
ATCRBS радиолокационный маяк службы УВД
AТIS автоматическая служба
информации аэродрома ATPL лицензия пилота авиалинии AVGAS авиационный бензин
AWOS автоматическая система наблюдения за погодой
CAS индикаторная воздушная скорость
FSS GAMA
GPS НIRL HIS НIWAS
IAS ICAO
Федеральная комиссия связи США
Ассоциация производителей авиации общего назначения
глобальная система определения координат огни ВПП высокой интенсивности индикатор горизонтального положения служба предупреждения об
опасных ситуациях в полёте приборная воздушная скорость Международная организация
CDI CFA CFR
CPL CTAF
указатель курсовой девиации
зона ограниченного огня средств ПВО Кодекс федеральных нормативных документов FAA
коммерческая лётная лицензия общая частота для сообщений о воздушной обстановке
IFR ILS ISA KCAS КIAS KTAS
гражданской авиации правила полётов по приборам
инструментальная система посадки международная стандартная атмосфера индикаторная воздушная скорость в узлах приборная воздушная скорость в узлах истинная воздушная скорость в узлах
DHS
DME
DPE DUATS
EAS
Министерство внутренней безопасности США всенаправленный дальномерный радиомаяк
официальный экзаменатор FAA служба метеорологических сообщений прямого доступа эквивалентная воздушная скорость
LAA консультативная зона местног аэропорта
LAHSO операции посадки и
кратковременного ожидания
LIRL огни ВПП низкой интенсивности
LLWAS система предупреждения о сдвигах ветра на малых высотах
LOA официальное разрешение на использование ЛА (выдаётся FAA)
LSA лёгкий спортивный ЛА
Приложение 2. Используемые сокращения
![]()
METAR наземные авиационные метеонаблюдения UNICOM Универсальная объединённая система связи
MIRL огни ВПП средней интенсивности UTC Всемирное координированное время MN Северный магнитный полюс VASI визуальный индикатор заход на посадку МОА зона военных операций VFR правила визуальных полётов
MST Горное время VLJ сверхлёгкий реактивный самолёт
MTR маршрут учебного полёта военной авиации VOR всенаправленный УКВ-радиомаяк
MVFR предельно допустимые правила VORTAC составная радионавигационная система визуального полёта VOT наземный тестовый радиопередатчик
NACG Национальная аэронавигационная WST информация о существенных картографическая группа США конвекционных погодных явлениях
NAS Национальная система УВД США АКЦП автономный контроль
NASA Национальное агентство США целостности приёмника
по аэронавтике и исследованию АПА аэродромный пусковой агрегат космического пространства АПП аварийный приводной передатчик
NAVAID навигационное средство АРК автоматический радиокомпас
NDB ненаправленный радиомаяк АРП автоматический радиопеленгатор
NEXRAD радиолокационная станция АСМН автоматическая система метеонаблюдения нового поколения АСНП автоматическая система
NM морская миля наблюдения за поверхностью
NOAA Национальное управление по исследованию АТИС служба автоматического оповещения о океанов и атмосферы США метеообстановке в районе аэродрома
NSA зона интересов национальной безопасности АХ аэродинамическая хорда
NWS Национальная метеорологическая БРЭО бортовое радиоэлектронное оборудование служба США БЭГ блок электронных гироскопов
OBS задатчик курса влэк врачебно-лётная экспертная комиссия
PAPI указатель точной траектории впп взлётно-посадочная полоса захода на посадку впси воздушное пространство для
PIREP метеорологическая сводка пилота специального использования PPL лицензия частного пилота ВРМ всенаправленный радиомаяк PST Тихоокеанское стандартное время вс воздушная скорость
PTS стандарты практического ВУМД высота установленного маршрута движения
тестирования FAA двтк датчик воздушной температуры
RAREP радиолокационная карбюратора метеорологическая сводка ДКБ декомпрессионная болезнь
REIL опознавательные огни торца ВПП длг директива по лётной годности
RFM региональный менеджер FAASTeam жк жидкокристаллический
RMI радиомагнитный указатель иве истинная воздушная скорость
RPL любительская лицензия пилотирования ИК истинный курс
rpm обороты в минуту ин истинное направление SAO особая эксплуатационная зона ИСУП интеллектуальная система SD сводка обнаружения гроз управления полётом
SIGMET сообщение об опасных погодных явлениях квс командир воздушного судна
SM сухопутная миля кд компасная девиация
SPANS система извещений программы кдп командно-диспетчерский пункт обеспечения безопасности кмэп коэффициент максимальной
TAF прогноз погоды по аэродрому эксплуатационной перегрузки
TAS истинная воздушная скорость кт контрольная точка
TFR зона временных полётных ограничений ЛА летательный аппарат
TRSA зона обслуживания аэродромной РЛС лтх лётно-технические характеристики
![]()
мв мощность на валу спи сертифицированный пилот-инструктор
мипд многофункциональный спк система подогрева карбюратора индикатор полётных данных спмко стандартный перечень минимального
мн магнитное направление комплекта оборудования
МФИ многофункциональный индикатор спо стандартная плоскость отсчёта
мци многоцелевой индикатор ссоп станция службы обеспечения полётов
НОТАМ извещение пилотам СУМ средний уровень моря
нпп навигационный плановый прибор СУП система управления полётом овч очень высокие частоты твг температура выхлопных газов оипд основной индикатор полётных данных тм тяговая мощность
00 оценка обстановки тнв температура наружного воздуха
ПАР принятие аэронавигационных решений УА угол атаки
пвд приёмник воздушного давления УАС управление автоматическими средствами
пвп правила визуальных полётов УВД управление воздушным движением пго переднее горизонтальное оперение УВС указатель воздушной скорости пит повреждение инородным телом УЗ управление задачами
пмко перечень минимального УЗП уровень земной поверхности комплекта оборудования УПВ угол поправки на ветер
ПМУ простые метеоусловия УПП указатель пространственного положения
ппп правила полётов по приборам УПС указатель поворота и скольжения
пс путевая скорость ур управление рисками пед приёмник статического давления УРЕП управление ресурсами РВП расчётное время в пути единственного пилота
РД рулёжная дорожка УРЭ управление ресурсами экипажа
РЛС радиолокационная станция УСП угловая скорость поворота РЛЭ руководство по лётной эксплуатации УТТЗП указатель траектории точного РМУ радиомагнитный указатель захода на посадку
CST Центральное стандартное время цд центр давления
САУ система автоматического управления цпс центр подъёмной силы
САХ средняя аэродинамическая хорда цт центр тяжести
свиг система визуальной индикации глиссады эвпп электронный вычислитель
свлэ специалист врачебно-лётной экспертизы параметров полёта
ед селективная доступность эипп электронный индикатор параметров полёта
СМУ сложные метеоусловия ЭИУП электронный индикатор соп служб обеспечения полётов управления полётом спв стандартная плоскость высоты эм эффективная мощность
спд система питания двигателя эмв эквивалентная мощность на валу
спд степень повышения давления эсп эксплуатационный справочник пилота

·1вв11111яе
!ЖИi·;·;·1 ·:
1
IJQJiJWf-·

Проектирование зданий и сооружений
Строительство зданий и сооружений
- . ..
Реконструкция и ремонт
Строительство частных домов и коттеджей
119160, Москва, 1-й Голутвинский пер., д.3-5, стр.1
тел. 8 {
916) 678-85-59
Энциклопедия пилота
Генеральный директор Н.Л.Прохоровский Ответственный за выпуск Ю.В.Петрушенко Перевод с английского А.Х.Шнайдер Редактор И.С.Митрюковскuй
Корректор А.Х.Шнайдер
Дизайн, вёрстка А.Пряжников
ООО «Издательский дом «Осоавиахим» Москва, ул. 7-я Кожуховская, 20.
Подписано в печать 30.06.2011. Формат 82 х 104 \ .
6
Печать офсетная. Бумага офсетная. Тираж 5000 экз. Заказ № 111467.
Отпечатано в типографии ООО «Август Борг».
105264, Россия, г. Москва, ул.Верхняя Первомайская, д. 47, к. 11.
По вопросам оптовых закупок, рекламы,
с комментариями и предложениями обращайтесь по тел. 8 (916) 234-4249
или по e-mai!: yrap@ramЫer.ru.
Книга «Энциклопедия пилота)) является некоммерческим проектом.
Все средства, вырученные
от продажи книги, будут направлены на создание детско-юношеского авиационного клуба «Осоавиахим)),
История общества «Осоавиахим))
КОМСОМОЛЕU.МОЛОДОМ РАБОЧИЙ. ПИОНЕР!
ВСТУПАИ В МОдЕJЬНЫЕ, ПЛАНЕРНЫЕ, АВИАЦИОННЫЕ НРУЖНН OCOABHAXHMA!'ll_,iJ'j ЩЬГОТОВ К ЗА\ЦIПЕ СВОЕН РОАИНЫ. КРЕПИ ШЕФСТВО НАА В(!ЗАУШНЫМ ФАОТОМ
Осоавиахим (Общество содействия обороне, авиационному и химическому строительству) - массовая добровольная общественная организация граждан Советского Союза, существовавшая в период с 1927 по 1948 годы.
Основной задачей организации было содействие укрепле нию обороноспособности страны через распространение авиационных и других военных знаний среди населения.
В конце 20-х годов прошлого века Осоавиахим выступил инициатором нескольких масштабных перелётов, участвовал в создании серии легкомоторных самолётов для массового обучения авиационному делу. Во многих городах страны активно создавались аэроклубы, а в Москве был открыт Центральный аэроклуб СССР.
Переход к аэроклубной системе подготовки авиационных кадров без отрыва от производства способствовал значи тельному увеличению числа пилотов, обученных в оборон ном обществе. В начале 30-х годов началось развитие парашютного спорта, массовое распространение получили планеризм и авиамоделизм.
К началу Великой Отечественной войны аэроклубы Осоавиахима подготовили
121 тысячу лётчиков, 122 тысячи парашютистов и 27 тысяч планеристов.
